CT155201 Hawk - Épilogue - Rapport d'enquête sur la sécurité des vols

Rapport / Le 10 juin 2011 / Numéro de projet : CT155201 - A Cat

Endroit : Cold Lake (Alberta)
Date : 2011-06-10
État : Investigation Complète

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Épilogue

Un équipage de deux pilotes instructeurs qualifiés effectuait une sortie d’avancement pour instructeur, en plus d’une mission s’inscrivant au programme du cours d’ailier, à bord d’un avion CT155 Hawk de British Aerospace Systems, lorsque les pilotes ont entendu une forte détonation puis constaté une augmentation de la température des gaz d’échappement. L’équipage navigant a interrompu l’exercice d’entraînement, analysé les systèmes de l’aéronef et orienté ce dernier en direction de l’aéroport de Cold Lake.

Les pilotes ont réglé le moteur à puissance moyenne et amorcé une montée à angle faible à plus de 12 000 pieds au-dessus du niveau moyen de la mer. Après le signalement par l’ailier que de la fumée s’échappait de l’avion et la constatation que les vibrations du moteur augmentaient, les pilotes ont dû couper le moteur. Peu après, les pilotes ont déterminé qu’ils n’avaient pas gagné suffisamment d’altitude pour planer jusqu’à l’aéroport de Cold Lake; ils ont donc tenté de redémarrer le moteur. Durant le redémarrage, l’ailier a signalé des flammes provenant de l’avion de tête. Par conséquent, les pilotes ont interrompu la procédure de démarrage et continué à planer vers Cold Lake.

N’étant pas en mesure d’atteindre une piste, les pilotes ont procédé à une éjection volontaire à basse altitude, et leur descente en parachute s’est achevée dans un marécage peu profond. Les pilotes ont été légèrement blessés. L’avion s’est écrasé et a été complètement détruit.

L’enquête a permis de conclure qu’une aube de la turbine basse pression (turbine BP) du moteur Adour équipant l’avion Hawk CT155 s’était rompue avant d’atteindre la fin de sa durée de vie théorique; l’aube en question est connue pour le criquage par fatigue de la pointe aiguë de la partie arrière de son bord de fuite.

Afin de régler les problèmes de criquage par fatigue, de défaillance et de rupture de l’aube de la turbine BP, quatre mesures de prévention ont été mises en place. De plus, la durée de vie théorique de l’aube de la turbine BP a été écourtée, passant de 2000 à 500 heures. On s’attend toutefois à ce que le nombre d’heures revienne à 2000 heures d’ici le 1er mars 2016, dans le cadre d’une nouvelle certification.

D’autres recommandations importantes visaient les procédures que les pilotes suivent pour traiter les situations d’urgence, la détermination du profil de vol plané nécessaire à un atterrissage forcé, l’équipement de survie d’aviation (ESA) et la modification des manuels et des listes de vérifications concernant le Hawk, qui sont utilisés par les pilotes.

FORCES CANADIENNES RAPPORT D’ENQUÊTE SUR LA SÉCURITÉ DES VOLS (RESV)

NUMÉRO DE DOSSIER : 1010-201 (DSV 2-2)

NUMÉRO DU SGESV : 147736

DATE DU RAPPORT : 12 juin 2014

CATÉGORIE D’ÉVÉNEMENT : A

TYPE D’AÉRONEF :  CT155 Hawk

NUMÉRO D’IMMATRICULATION DE L’AÉRONEF : CT155201

DATE DE L’ÉVÉNEMENT : 10 juin 2011

HEURE DE L’ÉVÉNEMENT : 11 h 47 (heure locale)

ENDROIT : 2 NM au sud de la 4e Escadre Cold Lake, (Alberta)

EXPLOITANT : 419e Escadron d’entraînement à l’appui tactique

Le présent rapport a été rédigé avec l’autorisation du ministre de la Défense nationale (MDN) en vertu de l’article 4.2 de la Loi sur l’aéronautique, et conformément au document A-GA-135-001/AA-001, Sécurité des vols dans les Forces canadiennes.

Sauf en ce qui a trait à la Partie 1, le contenu du présent rapport ne doit servir qu’aux fins de prévention des accidents. Le rapport a été rendu public avec l’autorisation du Directeur de la Sécurité des vols, Quartier général de la Défense nationale, en vertu des pouvoirs qui lui sont délégués par le ministre de la Défense nationale à titre d’autorité des enquêtes de navigabilité (AEN) des Forces canadiennes.

RÉSUMÉ

Un équipage de deux pilotes instructeurs qualifiés effectuait une sortie d’avancement pour instructeur, en plus d’une mission s’inscrivant au programme du cours d’ailier, à bord d’un avion CT155 Hawk de British Aerospace Systems, lorsque les pilotes ont entendu une forte détonation puis constaté une augmentation de la température des gaz d’échappement. L’équipage navigant a interrompu l’exercice d’entraînement, analysé les systèmes de l’aéronef et orienté ce dernier en direction de l’aéroport de Cold Lake.

Les pilotes ont réglé le moteur à puissance moyenne et amorcé une montée à angle faible à plus de 12 000 pieds au-dessus du niveau moyen de la mer. Après le signalement par l’ailier que de la fumée s’échappait de l’avion et la constatation que les vibrations du moteur augmentaient, les pilotes ont dû couper le moteur. Peu après, les pilotes ont déterminé qu’ils n’avaient pas gagné suffisamment d’altitude pour planer jusqu’à l’aéroport de Cold Lake; ils ont donc tenté de redémarrer le moteur. Durant le redémarrage, l’ailier a signalé des flammes provenant de l’avion de tête. Par conséquent, les pilotes ont interrompu la procédure de démarrage et continué à planer vers Cold Lake.

N’étant pas en mesure d’atteindre une piste, les pilotes ont procédé à une éjection volontaire à basse altitude, et leur descente en parachute s’est achevée dans un marécage peu profond. Les pilotes ont été légèrement blessés. L’avion s’est écrasé et a été complètement détruit.

L’enquête a permis de conclure qu’une aube de la turbine basse pression (turbine BP) du moteur Adour équipant l’avion Hawk CT155 s’était rompue avant d’atteindre la fin de sa durée de vie théorique; l’aube en question est connue pour le criquage par fatigue de la pointe aiguë de la partie arrière de son bord de fuite.

Afin de régler les problèmes de criquage par fatigue, de défaillance et de rupture de l’aube de la turbine BP, quatre mesures de prévention ont été mises en place. De plus, la durée de vie théorique de l’aube de la turbine BP a été écourtée, passant de 2000 à 500 heures. On s’attend toutefois à ce que le nombre d’heures revienne à 2000 heures d’ici le 1er mars 2016, dans le cadre d’une nouvelle certification.

D’autres recommandations importantes visaient les procédures que les pilotes suivent pour traiter les situations d’urgence, la détermination du profil de vol plané nécessaire à un atterrissage forcé, l’équipement de survie d’aviation (ESA) et la modification des manuels et des listes de vérifications concernant le Hawk, qui sont utilisés par les pilotes.

TABLE DES MATIÈRES

1. RENSEIGNEMENTS DE BASE
2. ANALYSE
3. CONCLUSIONS
4. MESURES DE PRÉVENTION
Annexe A : Données sur le moteur en fonction de sa durée de fonctionnement
Annexe B : Données sur le profil de vol
Annexe C : Données sur les aérodromes de Cold Lake et de Lloydminster
Annexe D : Autre analyse du moteur adour et des aubes de turbine BP
Annexe E : Autre analyse – Évaluation visuelle du profil d’atterrissage forcé
Annexe F : Abréviations

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1. RENSEIGNEMENTS DE BASE         

1.1 Déroulement du vol

1.1.1  L’aéronef accidenté était l’avion de tête d’une formation de deux appareils évoluant au sud de l’aéroport de Cold Lake (CYOD). Ensemble, l’avion de tête ayant l’indicatif d’appel Zulu 21 et l’ailier ayant l’indicatif d’appel Zulu 22 étaient désignés comme le vol Zulu 21 du 419e Escadron d’entraînement à l’appui tactique (419 Esc EAT). La mission consistait en une sortie d’entraînement aux manœuvres élémentaires de combat (MEC) un contre un.

1.1.2  Le pilote assis dans le siège avant de Zulu 21 (P1) était un instructeur de catégorie B effectuant un vol de vérification pour passer à la catégorie A2. Il assumait le rôle d’instructeur responsable [1]. Le pilote occupant le siège arrière de Zulu 21 (P2) était un instructeur de catégorie A2 qui surveillait et évaluait P1.

1.1.3  P1 remplissait tous les critères requis pour effectuer un vol de vérification en vue d’un passage à la catégorie A2. Les documents de compte rendu du vol de vérification compétence dans la catégorie A2 et de « Catégorie et état de compétence du pilote-instructeur » (formulaire T-21) avaient été dûment remplis et signés par les personnes autorisées [2].

1.1.4  P2 était le commandant de bord de Zulu 21 de même que le commandant de la formation Zulu 21. Le pilote du deuxième appareil était un stagiaire effectuant sa première mission d’entraînement aux manœuvres élémentaires de combat (MEC) dans le cadre de la phase IV de son cours d’entraînement initial de pilote de chasse.

1.1.5  Les conditions météorologiques prévues à CYOD pendant la sortie étaient des conditions météorologiques de vol à vue (VMC) pour toutes les altitudes et des vents de surface soufflant de 200 degrés magnétiques (°M) à 15 nœuds.

1.1.6  Les appareils du vol Zulu 21 ont décollé de la piste 31 droite de CYOD et viré vers la gauche en direction de la zone d’entraînement Frog-Bronson [3]. En entrant dans cette dernière, une fois les vérifications en vol et les exercices de mise en action terminés, la formation Zulu 21 s’est placée pour exécuter le premier exercice de MEC, au cours duquel Zulu 21 devait assumer la défensive et Zulu 22, l’offensive. Environ 20 secondes après l’exécution d’un dégagement, P1 a réglé la manette des gaz à la puissance maximale. Sept secondes plus tard, à 10 960 pieds (pi) au-dessus du niveau moyen de la mer (MSL), P1 et P2 ont entendu une forte détonation. À ce moment-là, Zulu 22 a vu une flamme surgir de la tuyère d’éjection de Zulu 21, suivie d’un petit nuage de fumée. Tandis que P1 pilotait toujours l’appareil, P2 a remarqué que la température des gaz d’échappement (TGT) augmentait pour atteindre 620 degrés Celsius (°C).

Figure 1 : Trajectoire de Zulu 21 et chronologie des événements. La principale source de renseignements sur la trajectoire de vol était les données extraites de l’instrumentation de suivi de la manœuvre de combat aérien (ACMI) embarquée. On a utilisé les données du radar de Cold Lake pour continuer à partir du moment où les données de l’ACMI n’ont plus été enregistrées. L’application Google Earth a permis de présenter les données ainsi recueillies. Le nord vrai se trouve en haut de l’image.

EnglishFrançais
17:46:57 UTC ground impact

17 h 46 min 57 (UTC) : Impact au sol

17:25:25 UTC Takeoff 17 h 25 min 25 (UTC) : Décollage
Cold Lake TACAN

TACAN de Cold Lake

17:43:10 UTC ACMI ceased recording

17 h 43 min 10 (UTC) : L’ACMI cesse d’enregistrer des données

17:40:23 UTC Established on glide

17 h 40 min 23 (UTC) : Aéronef établi dans la trajectoire de descente

17:39:19 UTC Engine shut down

17 h 39 min 19 (UTC) : Arrêt moteur

17:35:33 UTC LPT blade failure 17 h 35 min 33 : Défaillance de l’aube de turbine BP

Frog Bronson (CYR 268)

Frog Bronson (CYR 268)

Zulu 21 ACMI data Données de l’ACMI de Zulu 21

Zulu 21 Radar data

Données radar de Zulu 21

1.1.7  P1 a ramené la manette des gaz à 82 % de sa pleine puissance, et P2 a constaté que la TGT diminuait pour revenir à une valeur conforme aux paramètres normaux. Ni P1 ni P2 n’ont indiqué qu’ils avaient remarqué un voyant d’alerte ou d’avertissement sur le panneau annonciateur. P1 et P2 ont mentionné qu’ils avaient remarqué une légère vibration de la cellule après le bruit de détonation. P1 a fait un appel radio pour interrompre l’exercice et entrepris un virage en montée à angle faible vers la gauche en direction de CYOD. À ce moment-là, Zulu 22 a communiqué par radio pour signaler qu’il avait vu une flamme s’échapper de la tuyère de Zulu 21. P1 a indiqué à Zulu 22 de le suivre pour revenir à la base et de respecter un certain espacement, car il était aux prises avec un problème de moteur. La situation d’urgence a été signalée à la tour de contrôle de CYOD.

1.1.8  Zulu 21 se trouvait à 44 NM au sud de l’aéroport de Cold Lake et à 30 NM au nord de l’aéroport de Lloydminster (CYLL) lorsque le problème de moteur s’est produit. Le moteur fonctionnait toujours et, même s’ils ressentaient une légère vibration dans la cellule, P1 et P2 ont décidé de revenir à CYOD plutôt que de se dérouter vers CYLL. P1 a réglé la manette des gaz à environ 86 % de la pleine puissance, ce qui donnait suffisamment de poussée pour maintenir une montée de 1,7 degré (vitesse verticale de montée d’environ 800 pi par minute) à une vitesse indiquée de 240 nœuds (KIAS). P1 et P2 croyaient qu’ils allaient, à un certain moment, intercepter le profil de vol plané moteur coupé alors qu’ils approchaient de CYOD. Ils n’ont pas eu recours à l’équipement de mesure de distance (DME) ni à l’aide du contrôle de la circulation aérienne (ATC) pour déterminer la distance à franchir, ce dont ils avaient besoin pour calculer leur profil de plané à destination de CYOD. Ils ont plutôt estimé visuellement s’ils se rapprochaient du profil de vol plané nécessaire à un atterrissage forcé.

1.1.9  En route vers CYOD, P1 et P2 ont signalé que les vibrations s’intensifiaient jusqu’à devenir fortes. P2 a remarqué une odeur d’huile dans le poste de pilotage; 24 secondes plus tard, Zulu 22 communiquait par radio qu’il voyait davantage de fumée [4] s’échapper de la tuyère de l’avion de P1 et P2. Compte tenu de l’augmentation des vibrations ainsi que, selon l’ailier, de la fumée, P1et P2 ont cru qu’une panne catastrophique du moteur était sur le point de se produire et décidé que leur seul recours était de couper le moteur. À 30 NM de CYOD, P1 a coupé le moteur en exécutant la liste de vérifications des procédures d’urgence en cas de problème mécanique du moteur, présentée à la figure 2, et il a amorcé une faible montée en chandelle pour perdre de la vitesse au profit de l’altitude, jusqu’à ce que la vitesse tombe à environ 190 KIAS.

Figure 2 : Procédures d’urgence en cas de problème mécanique du moteur, tirées de la liste de vérifications du pilote du Hawk, document C-12-HWK-000/MC-000, Révision, modification élémentaire 6.

1.1.10  L’avion a atteint une altitude maximale de 13 490 pi MSL à 26,8 NM de CYOD. À 11 h 39 min 27 (heure locale), Zulu 22 a communiqué par radio que la fumée se dissipait, puis, à 11 h 39 min 45 (heure locale), il signalait qu’il n’y avait plus de fumée.

1.1.11  Une fois que les paramètres optimaux de vol plané moteur coupé ont été établis [5], P1 a indiqué que le point visuel ciblé se trouvait devant la zone de toucher des roues de n’importe quelle piste de CYOD, ce qui voulait dire que l’avion se trouvait trop bas pour planer vers une piste en toute sécurité. P1 et P2 ont envisagé de redémarrer le moteur afin d’atteindre le profil de vol plané qui permettrait à l’avion de faire un vol plané jusqu’à une piste. Après avoir discuté du scénario, ils ont opté pour le redémarrage du moteur. Ils ont tenté à deux reprises de rallumer le moteur, mais en vain.

1.1.12  P1 et P2 ont déclaré qu’ils se sont préparés à l’éjection sans se fier à la liste de vérifications des procédures d’éjection; ils ont plutôt effectué une vérification de la tête aux pieds. P1 et P2 se sont éjectés sous l’altitude minimale d’éjection recommandée, c’est-à-dire 2000 pi AGL, à 11 h 46 min 27 (heure locale).

1.1.13  À 11 h 46 min 35 (heure locale), Zulu 22 a communiqué à l’ATC de CYOD que P1 et P2 s’étaient bien éjectés et que l’avion s’était écrasé près d’une résidence; il a demandé que l’on envoie des camions incendie sur le lieu de l’accident. À 11 h 47 min 16 (heure locale), Zulu 22 a signalé que les deux pilotes se trouvaient au sol.

1.1.14  P1 et P2 ont déclaré que l’éjection était un choc violent. Après l’ouverture du parachute, P1 a mentionné la formation d’un grand vide en forme de triangle dans son harnais, au-dessus de ses épaules, et la sensation qu’il glissait de son harnais. Il a dû croiser les bras et saisir les deux élévateurs pour se caler dans son harnais.

1.1.15  Durant sa descente, P1 a remarqué qu’il dérivait vers des lignes électriques et il a tenté de diriger son parachute en évacuant de l’air. Il a essayé une seule fois de déployer sa trousse de survie, mais il n’a pas réussi. Il a alors décidé de porter toute son attention sur l’évitement des lignes électriques.

1.1.16  P2 a tenu la poignée d’éjection jusqu’à ce qu’elle soit projetée au loin à l’ouverture du parachute. Il a dû s’y prendre à deux fois pour d’abord trouver puis larguer le contenu de sa trousse de survie. Pendant la descente, il a déployé manuellement son gilet de sauvetage en prévision d’une réception sur l’eau.

1.1.17  Après l’éjection, l’appareil a poursuivi son vol en faible descente vers la gauche jusqu’à ce qu’il s’écrase au sol vers 11 h 47 (heure locale) évitant de peu une maison (figure 3). 

Figure 3 : Trajectoire de l’avion après l’éjection des pilotes. La trajectoire est fondée sur les données radar de Cold Lake. Le centre de la zone d’éjection est indiqué au moyen du triangle rouge. La zone d’éjection a été calculée à l’aide de la combinaison des données de l’ACMI et du radar de Cold Lake, en plus des caractéristiques de vol plané connues de l’appareil. L’application Google Earth a été utilisée pour présenter les données. Le nord vrai se trouve en haut de l’image.

EnglishFrançais
310oT / 296oM 310° vrais / 296° M
AOB ~10 degrees left wing down Aile légèrement inclinée sur la gauche de ~10 degrés
Radius ~20,000 ft Rayon de ~20 000 pieds
TAS = 324 ft/sec Vitesse vraie de 324 pi/s
Aircraft starts to roll left (out of trim) following ejection L’aéronef amorce un mouvement de roulis sur la gauche (compensation déréglée) après l’éjection
Ejection Zone 750 ft AGL +/- 250 ft Zone d’éjection à 750 pi AGL +/- 250 pi

1.1.18  Zulu 22 a tourné en rond au-dessus du lieu de l’accident et assumé le rôle de patrouille aérienne de combat de sauvetage en communiquant à l’ATC des renseignements importants, alors que le facteur temps était critique, jusqu’à ce que les Opérations du 419e Escadron lui demandent de revenir à la base.

1.1.19  Les pilotes ont fait un atterrissage très dur et très rapproché l’un de l’autre, dans un marécage peu profond, à environ deux milles marins au sud de CYOD. Ils ont été transportés à l’hôpital de Cold Lake où ils ont été traités pour des blessures légères.

1.2 Victimes 

BlessuresÉquipagePassagersAutresTotal
Mortelles 0 0 0 0
Graves 0 0 0 0
Légères 2 0 0 2
Total 2 0 0 2

Tableau 1 : Victimes

1.3 Dommages à l’aéronef

Vérification sur place

1.3.1  L’avion a été détruit à cause de l’impact au sol, de l’explosion et de l’incendie suivant l’écrasement. Cinq morceaux étaient plus gros que les autres dans le tracé de l’épave : la voilure principale comprenant le train d’atterrissage rentré, le fuselage, le moteur comprenant la tuyère d’éjection, la dérive et les stabilisateurs horizontaux. La figure 4 présente le lieu principal de l’écrasement.

Figure 4 : Lieu principal de l’écrasement. Vue aérienne du lieu de l’écrasement présentant le point d’impact initial au bas de l’image ainsi que le tracé de l’épave qui se dirige vers le haut de l’image, jusqu’à l’épave principale.

EnglishFrançais
Main wreckage area Zone de l’épave principale
True North Nord vrai
Direction of travel 310oT / 296oM Direction du déplacement : 310° vrais/ 296° M
Initial Impact Point Point d’impact initial

1.3.2  Tel que le présente la figure 5, le moteur a été retrouvé intact, alors que les deux tiers du composant se trouvaient toujours entourés d’une grande partie du fuselage central, et retenu par ses trois points de fixation. La partie gauche du fuselage dominant le moteur a été détruite par l’incendie suivant l’écrasement, de même que presque tous les fils électriques et toute la tuyauterie non métallique situés à l’extérieur du moteur.

Figure 5 : Épave principale.

EnglishFrançais
True North Nord vrai
Wing Section Tronçon de voilure
Direction of Travel Direction du déplacement
Fuselage Fuselage
Tail Plane Stabilisateur

1.3.3  Une vérification sur place du moteur a révélé que le conduit du compresseur basse pression (compresseur BP) était exposé. Il était en bon état et les aubes du compresseur BP ne montraient aucun signe apparent de déformation ou de dommage. La tuyère d’éjection était séparée du moteur. Son extrémité était écrasée sur une longueur d’un pied, et son diamètre était réduit de moitié à cet endroit.

1.3.4  La tuyère d’éjection a été déplacée pour accéder au mélangeur d’échappement et à la turbine BP. La turbine BP avait perdu une aube complète à la position 5 h 30 du disque rotor de la turbine BP. Les huit aubes de turbine BP qui suivaient l’aube manquante, dans le sens de la rotation, étaient légèrement endommagées. Le carénage d’extrémité de trois aubes de turbine BP situées à environ 180 degrés de l’aube manquante s’était détaché (figures 6 et 7). Lors de l’inspection endoscopique de la section de la turbine BP, la partie inférieure de l’aube manquante, c’est-à-dire le pied en sapin, se trouvait à l’avant du disque rotor de la turbine BP, et elle ne pouvait être extraite sur place.

Figure 6 : Aube manquante de la turbine BP. Disque de la turbine BP vu de l’arrière du moteur.

EnglishFrançais

Missing LPT blade

Aube de turbine BP manquante
EnglishFrançais
 LPT Disk Disque de turbine BP 
 Hawk 155201 Hawk 155201
 10 June 2011 10 juin 2011 
 Failed LPT Blade Aube de turbine BP rompue 
 Additional Damage Autres dommages 

Figure 7 : Disque de la turbine BP, une fois démonté. Le disque de la turbine BP est vu de l’arrière. La rotation se fait dans le sens antihoraire. Remarquer le carénage d’extrémité manquant des trois aubes de la turbine BP situées à environ 180 degrés de l’aube manquante. Le déséquilibre de la masse est inférieur à la perte de la seule aube de 64 grammes, en raison de l’effet d’équilibre créé par la perte du carénage d’extrémité des aubes. De nombreuses autres aubes ont été légèrement endommagées. L’orifice de sortie du tuyau d’antigivrage/de refroidissement se trouve au centre du disque. Remarquer la présence de suie dans le tuyau.

Désassemblage du moteur

1.3.5  Une inspection de la partie avant du moteur n’a révélé aucun dommage manifeste des aubes du compresseur BP. Seule une petite marque a été relevée sur le bord d’attaque d’une des aubes, près de son emplanture. Une inspection visuelle de la turbine BP a confirmé qu’un seul profil d’aube était manquant. L’emplanture de l’aube de turbine BP brisée a été récupérée dans l’espace annulaire entre les aubes directrices de la tuyère BP et le disque de la turbine BP.

1.3.6  Pendant le désassemblage, de nombreuses marques d’impact et de perforation ont été examinées, mais il semble que la séparation du profil d’aube ait été confinée au carter du moteur.

1.3.7  Une inspection visuelle des aubes de la turbine BP a révélé qu’une grande partie du carénage d’extrémité de la première aube suivant l’aube manquante s’était détachée, que le bord de fuite des huit aubes suivantes avait subi des dommages mécaniques importants et que le carénage d’extrémité des trois pales qui se trouvaient diamétralement opposées à l’aube manquante était arraché. Le bord de fuite de plusieurs autres aubes a été endommagé par l’impact, même si le profil aérodynamique des aubes restantes était relativement peu endommagé. Il semble que les dommages causés aux huit aubes suivant l’aube manquante soient attribuables au matériau qui s’est détaché de l’aube rompue ou des carénages d’extrémité sectionnés.

1.3.8  Le désassemblage s’est poursuivi jusqu’à ce que le moteur soit divisé en modules. Aucun autre dommage important ayant été causé avant l’écrasement n’a été relevé. Dans le autres cas de moteurs ayant subi une rupture semblable des aubes de turbine BP, les boulons de fixation des paliers fixes de la turbine haute pression (HP) et de la turbine BP s’étaient desserrés à cause du déséquilibre de la turbine BP. Toutefois, les boulons de fixation des paliers fixes des turbines HP et BP du présent moteur, le moteur no 7825, étaient toujours bien serrés.

Inspection de l’aube de turbine BP

1.3.9  Le Centre d’essais techniques de la qualité (CETQ) a initialement effectué l’inspection de la turbine BP, notamment de ce qui restait de l’emplanture de l’aube manquante, laquelle a été suivie d’une autre inspection menée par le laboratoire des matériaux de Rolls-Royce (RR), le motoriste, à Bristol (Royaume‑Uni). Le profil d’aube qui s’est détaché de l’emplanture n’a jamais été récupéré.

1.3.10  Conformément aux positions qui figurent dans le dossier de construction, l’aube rompue portait le numéro 62 et les aubes qui la suivent portent les numéros subséquents.  

1.3.11  Une évaluation du profil aérodynamique des huit aubes suivant l’aube qui s’est initialement rompue (no 62) ainsi que des aubes diamétralement opposées à l’aube no 62 qui ont perdu leur carénage d’extrémité a révélé que les dommages qu’elles ont subis étaient une conséquence de la perte de l’aube initiale.

Essai non Destructif

1.3.12  Le CETQ a mené un essai de ressuage à très grande sensibilité de l’emplanture des 93 aubes toujours attachées au disque. La procédure a permis de relever 13 aubes dont la pointe aiguë de la partie arrière était criquée; ces aubes portaient les numéros 10, 11, 14, 15, 19, 22, 38, 56, 59, 64, 70, 81 et 94.

Reste de l’aube no 62

1.3.13  Le faciès de rupture de ce qui restait de l’aube no 62 a été comparé aux quatre autres cas de rupture d’une aube de turbine BP de moteurs équipant des aéronefs du programme d’entraînement en vol de l'OTAN au Canada (NFTC), lesquelles aubes s’étaient également rompues dans la pointe aiguë de la partie arrière. Les aubes qui s’étaient déjà rompues portaient la référence AX66831, tandis que l’aube rompue du moteur no 7825 était désignée par la référence AX72453. Une analyse approfondie de ce qui restait de l’aube no 62 est présentée à l’annexe D.

Analyse des causes fondamentales de la rupture de l’aube no 62

1.3.14  À l’issue de l’analyse des causes fondamentales, on a déterminé un certain nombre de causes ayant une incidence sur la contrainte exercée dans la zone située sous le plateau, à l’arrière du congé d’intrados du col d’emplanture de l’aube. Voici un résumé de ces constatations :

a.  le calage de la plaque de retenue en superalliage Nimonic 90 peut faire augmenter jusqu’à 11% la contrainte nominale exercée sur la pointe aiguë du pied de l’aube;

b.  une modélisation de l’aube, fondée sur les constatations, laisse croire que les plaques de fixation peuvent exercer une charge décentrée sur l’aube modifiant ainsi la contrainte nominale de ‑11 % à +8 %;

c.  la charge de la plaque de retenue exercée sur une seule aube peut faire augmenter la contrainte nominale jusqu’à 21 %;

d.  une anomalie de l’encoche de la plaque de retenue a fait augmenter de 12 % la contrainte nominale exercée sur la pointe aiguë du pied d’aube, et ce, sans tenir compte du rayon de pointe;

e.  une modélisation paramétrique fondée sur les données de l’analyse optique a permis de cerner des variations dans la contrainte maximale exercée sur la pointe aiguë du pied d’aube en raison des différences dans le rayon des pointes, le décentrage du pied et l’encoche mal formée de la plaque de retenue; les variations de la contrainte nominale étaient de +35 %, +7 % et +13 % respectivement;

f.  l’effet de l’orientation cristallographique de l’aube a été évalué, ce qui a permis d’établir que la variation de la contrainte nominale aux extrêmes de l’orientation cristallographique se situait entre +10 et ‑33 %;

g.  une augmentation de la contrainte à l’état stationnaire, engendrée par la contrainte dynamique, a été calculée dans le cadre des essais de contrainte; lors d’une mise en marche par temps froid, l’augmentation atteignait en moyenne 4 % en présence d’une contrainte maximale à l’endroit où se trouvait l’amorce de la crique;

h.  les essais de fatigue de l’aube dans son ensemble ont révélé que la présence d’une couche de surface sur la pointe du pied de l’aube a réduit de deux, environ, l’indice de durée de vie en fatigue de l’aube de la turbine BP, lorsque l’aube a été mise en mouvement au premier mode de rotation. Le moteur ne fonctionne pas dans sa plage de vitesses normale au premier mode de rotation, ce qui contribue en partie à la formation de la crique en question, mais ce résultat n’a pas été considéré comme étant la seule cause fondamentale.

1.4 Dommages indirects

1.4.1  Le lieu principal de l’écrasement couvrait une distance de 230 mètres (m), comme le présente la figure 4, et touchait trois propriétés privées autour d’une intersection de deux routes recouvertes de gravier étaient orientées du nord au sud et d’est en ouest. L’aéronef a d’abord heurté un champ au sud-est de l’intersection. Dans ce champ, les dommages consistaient en des marques au sol, des zones de sol retourné et la destruction d’une clôture de barbelés sur une longueur de 50 m. Une autre section de 20 m de clôture dans le champ situé au sud-ouest de l’intersection a également été endommagée. Des débris de l’appareil ont effleuré une ligne électrique aérienne traversant l’intersection ce qui a causé la rupture de ses fils.

1.4.2  La plus grande partie des dommages indirects se trouvait dans la propriété située au nord-ouest de l’intersection. C’est à cet endroit que l’épave principale s’est immobilisée et a pris feu. Dans ce champ, l’appareil a arraché une clôture électrifiée sur une longueur de 50 m et rasé la limite de la zone arborée sur une distance de 20 m, en traversant le terrain. Les dommages causés par l’incendie étaient évidents, couvrant une superficie d’environ 5000 m2. Enfin, la contamination du sol, découlant d’un déversement de carburant et, en plus petite quantité, d’autres liquides de l’aéronef qui n’avaient pas brûlé, était manifeste autour de la partie du fuselage principal et des ailes. La superficie de sol contaminé couvrait environ 200 m2 et sa profondeur était inconnue.

1.5 Renseignements sur le personnel

 Pilote, siège avant (P1)Pilote, siège arrière (P2)
Heures totales de vol militaire 3400,5 2078,2
Heures de vol sur type 112,0 1086,2
Heures de vol au cours des 30 derniers jours 12,1 29,2
Heures de vol au cours des 90 derniers jours 27,4 84,2
Heures de service au cours des 48 dernières heures 20,0 14,0
Heures de service le jour de l’accident 3,0 3,0
Vérification annuelle des compétences Valide, 3 mai 2011

Valide, 9 février 2011

Maintien des compétences Valide Valide
Catégorie médicale Valide Valide
Vol de vérification des compétences dans la catégorie d’instructeur

Valide, Cat. B*

11 mai 2010

*Prolongement accordé jusqu’au 10 juin 2011

Valide, Cat. A2

3 août 2010

Vol de vérification des compétences par le superviseur 24 février 2011 7 février 2011
Évaluation de l’exercice d’atterrissage forcé 3 mai 2011, niveau 5 9 février 2011, niveau 5
Procédures d’urgence sur simulateur

16 mai 2011

10 mai 2011
Vérification des compétences – éjection et évacuation 4 janvier 2011 9 février 2011

Tableau 2 : Renseignements sur le personnel

Pilote, siège avant

1.5.1  P1 était un pilote instructeur qualifié (PIQ) en pilotage du Hawk, de catégorie B, et ses compétences étaient à jour. Il était le commandant du 419e Escadron et totalisait plus de 3400 heures de vol. Après avoir obtenu son brevet de pilote, il avait acquis de l’expérience en pilotant le chasseur bimoteur CF188 Hornet et l’appareil monomoteur CT133 Silver Star. Il a achevé son instruction de conversion pour piloter le Hawk en mai 2009. Il a obtenu sa catégorie initiale de PIQ en décembre 2009, avant d’assumer ses fonctions d’instruction. Le 24 février 2011, il a réussi de façon satisfaisante son dernier vol de vérification par le superviseur de ses compétences de PIQ de catégorie B, et il était en voie de passer à la catégorie A2 de PIQ.

1.5.2  Le 3 mai 2011, P1 a réussi son dernier vol de vérification annuelle des compétences de façon satisfaisante. Au cours de cette mission, P1 devait effectuer un exercice d’atterrissage forcé de précaution (AFP) à cause d’un impact d’oiseau, ce qu’il a exécuté à la perfection; il a ainsi obtenu une note de 5 [6]. Il a effectué sa mission trimestrielle de manœuvres d’urgence en simulateur le 16 mai 2011, ainsi que sa vérification des procédures d’éjection et d’évacuation le 4 janvier 2011.

1.5.3  P1 avait bénéficié d’une nuit de sommeil de huit heures la nuit précédant l’accident. Avant l’accident, il n’assumait pas de fonctions militaires de nuit (c’est‑à‑dire de vols de nuit ou un quart de travail), et il n’avait pas franchi de fuseaux horaires dans le cadre de ses déplacements. P1 était réveillé depuis moins de six heures avant l’accident, et ce dernier ne s’est pas produit pendant un creux circadien.

Pilote, siège arrière

1.5.4  P2 était un PIQ de catégorie A2, dont les compétences étaient à jour, et il totalisait 2078 heures de vol. Après l’obtention de son brevet de pilote, mais avant d’être affecté en tant qu’instructeur au 419e Escadron, il avait piloté le Hawk en phase IV de l’entraînement, puis le monomoteur F-16 Fighting Falcon. Il a entrepris son instruction de conversion au pilotage du Hawk en janvier 2007 et, après avoir obtenu sa catégorie de PIQ le 11 avril 2007, il était resté au sein du 419e Escadron à titre d’instructeur. Il a réussi de façon satisfaisante son dernier vol de vérification par le superviseur de PIQ de catégorie A2 le 7 février 2011. Il a effectué son dernier vol de vérification annuelle des compétences le 9 février 2011, au cours duquel il a effectué des exercices d’AFP et obtenu une note de 5. P2 a effectué et réussi sa mission de manœuvres d’urgence en simulateur le 10 mai 2011 ainsi que sa vérification des procédures d’éjection et d’évacuation le 9 février 2011.

1.5.5  P2 avait eu une nuit de sommeil de huit heures la veille de l’accident. Avant l’accident, il n’assumait pas de fonctions militaires de nuit (c’est‑à‑dire des vols de nuit ou un quart de travail), et il n’avait pas traversé de fuseaux horaires dans le cadre de ses déplacements. P1 était réveillé depuis moins de six heures avant l’accident, lequel ne s’est pas produit durant un creux circadien.

Ailier

1.5.6  L’ailier avait récemment obtenu son brevet de pilote et effectuait les premières étapes de l’entraînement initial de pilote de chasse de la Phase IV du NFTC. Il était au 419e Escadron depuis peu et totalisait 14 heures de cours. Il avait cumulé 101 heures de vol à bord du Hawk.

1.6 Renseignements sur l’aéronef

1.6.1  L’avion accidenté était un Hawk monomoteur construit par British Aerospace Systems : un chasseur à réaction avancé servant à l’entraînement en configuration deux pilotes en tandem. Les Forces canadiennes désignent ce chasseur par CT155 Hawk. Il est équipé de sièges éjectables Martin-Baker Mk BA10LH montés dans les postes de pilotage avant et arrière. Le poste de pilotage arrière offre presque la même configuration d’instruments et de commandes d’aéronef que le poste de pilotage avant.

Moteur Adour Mark 871

1.6.2  L’avion est équipé d’un moteur Adour à turbosoufflante double corps et à faible taux de dilution. Le compresseur compte sept étages : un compresseur BP de deux étages et un compresseur HP de cinq étages. Des turbines monoétage distinctes entraînent les compresseurs au moyen d’arbres coaxiaux. Vu de l’arrière, chaque arbre tourne dans le sens antihoraire.

Configuration des aubes de turbine BP

1.6.3  La norme initiale voulait que la turbine BP du moteur Adour soit munie des aubes ayant la référence AX66831. En raison de la présence de criques dans le revêtement d’aluminium du profil d’aube, la technique de revêtement avait été modifiée pour passer de l’aluminiage en caisses à l’aluminiage par évaporation sous vide, et la référence avait été changée à AX72453 (Modification AO1112). Dans le cadre d’une analyse précédemment effectuée à l’égard de la rupture d’autres aubes de turbine BP, on avait conclu que la crique naissait dans la pointe aiguë arrière à cause de son rayon aigu non conforme qui se trouvait dans une zone de contrainte élevée. Pour régler ce problème, on a adopté une technique améliorée de dégauchissage à la main du rayon de pointe aiguë arrière, afin d’obtenir un rayon acceptable. Pour reconnaître une aube réusinée ou fabriquée de manière à donner une pointe aiguë arrière bien formée, le symbole « # » a été apposé à la suite de la référence figurant sur l’aube.

1.6.4  Il s’est déjà produit quatre autres cas semblables de rupture d’aubes de turbine BP dans le cadre du programme NFTC; ils touchaient les moteurs 7828, 7802, 7807 (215) et 7818 (205). La crique ayant causé la rupture des aubes en question avait pris naissance dans la pointe aiguë de la partie arrière du col de l’emplanture, sous le plateau de l’aube. L’analyse des causes fondamentales des ruptures a établi que la contrainte à cet endroit était plus élevée que celle habituellement jugée acceptable selon ce que nous savons maintenant de la conception. À la suite de ces ruptures, une campagne a été lancée pour remplacer toutes les aubes de turbine BP par des aubes ayant un rayon du col de l’emplanture bien formé.

1.6.5  La modification AO1692 a été diffusée parallèlement à la directive de poser des aubes conformes. L’objet principal de cette modification était de remplacer le matériau Nimonic 75 de la plaque de retenue par le matériau Nimonic 90 plus résistant. La modification a été adoptée pour atténuer un problème de déformation des plaques de fixation qui avait entraîné le déplacement vers l’avant des aubes dans l’encoche du disque et la dislocation des plaques de fixation. Lors de son dernier séjour à l’atelier, le moteur 7825 (201) a été modifié en y posant des aubes de turbine BP portant la référence AX72453 et la marque « # » qui confirmait que ces aubes avaient le bon rayon d’emplanture, et en y exécutant la modification AO1692. La figure 8 présente une aube de turbine BP type et une aube de turbine BP rompue.

Figure 8 : Aube de turbine BP rompue. La figure présente une aube de turbine BP intacte (à gauche) à des fins de comparaison avec le fragment de l’aube rompue qui a été récupéré. Le profil de l’aube de turbine BP accidenté n’a jamais été retrouvé; il a probablement été expulsé par la tuyère d’éjection peu après sa rupture.

EnglishFrançais
Typical Blade Aube type
Shroud Carénage
Blade Aube
Platform Plateau
Fir Tree Pied en sapin
Top Down View Vue du dessus
Fatigue Zone Zone de fatigue
Site of fatigue crack Initiation Point d’amorce de la crique de fatigue
Side View Vue de côté

Commandes moteur

1.6.6  Robinet de carburant basse pression. Le robinet de carburant BP est une commande mécanique à deux positions (OFF/ON) montée sur la console gauche du poste de pilotage avant uniquement et reliant le circuit carburant de l’aéronef au moteur et au démarreur à turbine à gaz (GTS). À la position « OFF », l’alimentation en carburant du moteur et du GTS est coupée.

1.6.7  Manette des gaz. La manette des gaz est montée sur la console gauche des deux postes de pilotage, et elle commande le robinet de carburant HP. Lorsqu’elle est complètement ramenée vers l’arrière (arrêt), le robinet de carburant HP est fermé. Un levier de butée à la position de ralenti empêche de ramener complètement la manette vers l’arrière. Une fois le levier de butée dégagé, la manette peut être déplacée de la position de ralenti à la position d’arrêt. Les déplacements vers l’avant et vers l’arrière de la manette sont convertis en mouvements rotatifs qui commandent le robinet de débit du régulateur de carburant (FCU) et permettent de réduire ou d’accroître le débit de carburant alimentant les buses de pulvérisation du moteur et, par le fait même, le régime moteur.

1.6.8  Commutateur d’allumage. Un commutateur d’allumage à deux positions (NORMAL/ISOLATE) est monté sur la console gauche du poste de pilotage avant uniquement, et il commande l’alimentation électrique de deux dispositifs (supérieur et inférieur) d’allumage à haute énergie.

1.6.9  Commutateur général de démarrage. Il s’agit d’un commutateur général à trois positions (OFF/ON/START), dont la position « START » est ramenée à la position « ON » par défaut au moyen d’un ressort. Le commutateur commande l’alimentation électrique du GTS. Lorsque le commutateur est placé à la position « START », la séquence de démarrage du GTS est amorcée.

1.6.10  Bouton de rallumage moteur. Le bouton de rallumage moteur situé sur la manette des gaz des deux postes de pilotage remplit de nombreuses fonctions. Lorsque le commutateur général de démarrage est réglé à la position « ON » et le commutateur d’allumage à la position « NORMAL », et que la manette des gaz est placée à, au plus, ½ pouce au-dessus de la position de ralenti, le fait d’enfoncer et de relâcher le bouton de rallumage moteur déclenche le GTS. En vol, le fait d’enfoncer et de relâcher le bouton de rallumage moteur met également sous tension les dispositifs d’allumage à haute énergie pendant 30 secondes.

Historique du moteur Adour

1.6.11  D’autres événements avaient permis de déterminer un problème de crique de fatigue des aubes de turbine BP entre le pied en sapin et le plateau du profil. Ce mécanisme de défaillance est connu sous le nom de crique d’usinage de la pointe aiguë de la partie arrière du col de l’emplanture ou, plus simplement, de défaillance au niveau de l’emplanture des aubes. L’on croyait que ce type de défaillance était attribuable à une crique de fatigue causée par un rayon inadéquat au point de jonction de l’emplanture et du plateau, ce qui pouvait entraîner une défaillance de l’aube entre l’emplanture et le plateau de l’aube. Cette partie de l’aube était dégauchie à la main afin d’obtenir le rayon adéquat. Ce type de défaillance s’est d’abord manifesté en service opérationnel en 2006 et, pour une raison inconnue, uniquement dans les moteurs Adour utilisés par la Marine des États-Unis (USN) et dans les avions du programme NFTC. En 2011, deux aubes posées dans les appareils de l’USN et réusinées conformément à la nouvelle norme établie à l’égard de la pointe se sont rompues selon le même mécanisme. En 2013, la rupture d’une aube dans un appareil de la Royal Australian Air Force (RAAF) s’est produite même si la pièce satisfaisait à la norme de l’aube no AX72453, ce qui laisse croire que les opérations aériennes uniques au programme NFTC ne sont pas un facteur contributif dominant.

1.6.12  En raison de leur emplacement dans le moteur, les criques des aubes de turbine BP ne peuvent pas être détectées durant les processus de maintenance de premier échelon et de deuxième échelon du programme NFTC. Pour régler les défaillances liées à l’emplanture des aubes, RR a mis en place des mesures correctives en publiant un bulletin de service sans modification (NMSB no 87106-7254-01) dans lequel il précisait que le dégauchissement à la main des rayons de pointe était classé parmi les opérations critiques que seul du personnel dûment formé et autorisé pouvait effectuer. En outre, il a instauré une contre‑vérification indépendante des rayons de pointe du col d’emplanture après dégauchissement. Un bulletin de service révisé (NMSB no 87106‑7254-02) a ensuite été publié pour traiter de la question du contrôle de la qualité. Les moteurs du programme NFTC qui avaient fait l’objet de cette modification ont été désignés comme appartenant au groupe B.

1.6.13  Un Registre de la gestion des risques pour la navigabilité (RGRN) (RGRN-155-2007-002, révision 9), créé antérieurement et mis en place pour intégrer les mesures de contrôle de la qualité de RR et gérer la combinaison des moteurs modifiés et non modifiés utilisés dans le cadre du programme NFTC, a été fermé en avril 2010 après le transfert au groupe B de tous les moteurs utilisés dans le cadre du programme NFTC. Le RGRN a été fermé puisque l’on croyait que le risque de défaillance d’une aube de turbine BP était atténué dans des limites acceptables de sécurité. La Formation à l’aviation militaire de Bombardier (FAMB) et la Direction – Navigabilité aérienne et soutien technique (DNAST) ont convenu, en collaboration avec RR, que les aubes des turbines BP des moteurs du groupe B avaient une durée de vie de 2000 heures de vol moteur. Afin de laisser le temps à RR d’améliorer son plan d’inspection des aubes de turbine BP[7], la FAMB a limité la durée de vie des moteurs du groupe B à 1000 heures. Le moteur numéro 7825 a été posé dans CT155201. L’aube de turbine BP de CT155201 s’est rompue à 617 heures de vol moteur.

 

ÉlémentHeuresCommentaires
201 heures cellule 4367,6*

*Toutes les heures sont tirées de dossiers mis à jour tout juste avant le vol. La durée du vol en question a été estimée à 21 minutes (0,4 heure).

Moteur no 7825

Heures depuis la mise en service initiale (HMSI)

3711,3* Aucun.

Moteur no 7825

Heures depuis la dernière révision (HDR)

1823,6*

Le moteur no 7825 a fait l’objet d’une révision à l’atelier des moteurs de RR, à Kingsville (Texas) en juin 2006, après une entrée dans le dossier de maintenance faisant état de vibrations excessives, alors que le moteur était posé dans l’appareil 208.

Moteur no 7825

Heures depuis le remplacement de la turbine BP

616,9*

Le 25 septembre 2009, on a effectué la pose de 94 aubes de turbine BP (réf. AX72453) dans le module 8 du moteur no 7825, à 3100,4 heures de vol moteur. Ces aubes de turbine BP sont conformes au NMSB no 87106-7254-02 (réusinage et inspection du rayon du col d’emplanture des aubes).

Tableau 3 : Heures cellule, heures de vol et inspections du moteur Adour no 7825.

Historique du moteur Adour no 7825

1.6.14  Les dossiers de maintenance (Maintenix) de la cellule et du moteur fournis par la FAMB ont été examinés pour déterminer les problèmes de maintenance jugés importants, et ce, à compter du moment où le moteur no 7825 a été transféré au groupe B. Il est important de souligner que la portée des travaux de maintenance exécutés par la FAMB se limite au remplacement du compresseur BP et du stator à l’avant du moteur. Le noyau central du moteur est envoyé à l’atelier de RR pour tout autre travail de maintenance.

1.6.15  L’examen visait à cerner tous les événements liés à un impact d’oiseaux, à une surchauffe, à une survitesse, au givrage ou à des travaux de maintenance imprévus qui auraient pu intéresser les responsables de l’enquête. Cette mesure a permis de relever seulement deux événements :

a.  le 5 octobre 2009, le moteur no 7825 a été posé dans l’appareil 212. L’événement no 2184768, en date du 8 octobre 2009, fait état de vibrations excessives durant le point fixe suivant la pose du moteur. Les supports du moteur ont été resserrés au couple, et les brides des pompes hydrauliques, de la génératrice, du démarreur pneumatique et de l’éjection ont été vérifiées pour s’assurer qu’elles étaient bien fixées. Une vérification avant utilisation a été effectuée à l’aide d’un appareil d’essai en vibration D[8] établissant le bon état de fonctionnement à 75 microns; il a été déterminé, après la tenue de discussions avec le technicien spécialiste en moteur, que les vibrations du moteur respectaient les limites prescrites;

b.  le 4 mars 2010, le moteur no 7825 a été déposé, puis posé dans CT155201. L’événement no 2268573, en date du 5 mars 2010, signale que le moteur vibrait pour atteindre une pointe de plus de 50 microns à pleine puissance. On a procédé au remplacement de la pompe hydraulique no 1, à la vérification des supports de la tuyère d’éjection pour s’assurer qu’ils étaient bien fixés, à l’inspection et au serrage au couple des supports du moteur ainsi qu’au nettoyage et à l’inspection du filtre à l’huile. Le libre déplacement des composants rotatifs HP et BP du moteur a été vérifié et aucun bruit inhabituel n’a été signalé. L’analyse d’échantillons prélevés dans les détecteurs de particules a permis d’établir un bon état de fonctionnement. Le 11 mars 2010, un point fixe du moteur a confirmé qu’il était en bon état de fonctionnement et que ses vibrations respectaient les limites prescrites.

1.6.16  Une vérification de maintenance a été faite le jour précédant l’accident du 10 juin 2011, et le contenu des trois détecteurs de particules du moteur situés près de la boîte d’engrenages a été analysé, conformément à l’inspection prévue aux 25 heures. Aucune anomalie n’a été relevée.

Avionique

1.6.17  Système d’alarme central. Le système d’alarme central fournit au pilote des alertes visuelles et sonores. Lorsqu’un avertissement est donné, le voyant « MASTER WARNING » clignote dans chacun des postes de pilotage, un voyant rouge ou jaune d’avertissement s’allume sur le tableau annonciateur, selon la défaillance, et un signal sonore retentit, suivi d’un message vocal particulier, répété à deux reprises.

1.6.18  Panneau de surveillance moteur. Les données sur le moteur sont affichées sur le panneau de surveillance moteur situé sur le tableau de bord principal de chacun des postes de pilotage. Si l’alternateur tombe en panne, ces écrans sont alimentés par la batterie, grâce au bus des services essentiels. Le régime moteur est indiqué numériquement (ces données s’effacent si le régime moteur est inférieur à 12 pour cent) ainsi que sur un indicateur linéaire analogique monochrome. L’affichage de la TGT est semblable à celle du régime moteur. Si la TGT augmente à plus de 606 degrés Celsius, les données clignoteront à l’écran en guise d’avertissement.

1.6.19  Collimateur de pilotage. L’appareil est équipé d’un collimateur de pilotage (HUD) dans le poste de pilotage avant, et son contenu est reproduit sur un écran dans le poste de pilotage arrière. Les écrans HUD affichent les données de vol, notamment le tangage, le roulis, le cap, la vitesse/Mach, l’altitude, la vitesse verticale, l’angle d’attaque et un vecteur de vitesse (figure 9). L’angle d’attaque est affiché sur une échelle analogique constituée d’une série de points et d’une aiguille. Un point double indique +5,5 unités d’angle d’attaque, ce qui représente le meilleur angle d’attaque[9] . Le contenu peut être reproduit sur un écran HUD monochrome dans le poste de pilotage arrière. Si la génératrice tombe en panne ou est mise hors circuit, l’alimentation électrique du HUD est coupée et celui-ci cesse de fonctionner. 

Figure 9 : Symboles du HUD du Hawk. L’image présente les symboles qu’affiche l’HUD durant un exercice d’AFP du manuel de formation au pilotage, et ils sont fournis à titre d’exemple seulement. La figure présente seulement une image approximative du profil de plané de l’avion accidenté. Il est bon de souligner que la vitesse indiquée et l’angle d’attaque correspondent quasiment aux valeurs de 185 KIAS et de 5,5 unités. Toutefois, l’angle de trajectoire de vol est de -3,9° au lieu de la valeur de -4,7°, qui est l’angle de trajectoire de vol établissant l’appareil dans un profil de plané idéal. Les deux valeurs ne correspondent pas, car l’image est une photo d’un événement transitoire au cours duquel l’angle de trajectoire de vol a varié à la hausse ou à la baisse. Remarquez que la ligne d’horizon de l’échelle de tangage n’est pas alignée sur l’horizon vrai, car les données sur la trajectoire de vol sont fondées sur une Terre plate, et que l’on voit la courbe de la Terre en altitude. Même si ce facteur entraîne une estimation à la hausse de la distance que peut parcourir l’appareil en vol plané, l’erreur est relativement peu importante à moins de 15 000 pi MSL (<2 NM) et elle diminue rapidement au fur et à mesure que l’altitude diminue.

EnglishFrançais
Indicated Air Speed Vitesse indiquée en nœuds
Magnetic Heading Cap magnétique
Barometric Altitude Altitude barométrique
AOA 5.5 Units Angle d’attaque de 5,5 unités
Airplane Symbol Symbole aéronef
Velocity Vector Vecteur de vitesse
Actual Horizon Horizon réel
Pitch Ladder Indicateur d’assiette
-4.7° -4,7°
-3.9° -3,9°

1.6.20  Instruments de vol de secours. Chacun des postes de pilotage comprend un ensemble d’instruments de secours indiquant l’assiette, l’altitude, la vitesse et le cap. Chacun d’eux est également équipé d’un indicateur d’angle d’attaque. Ces instruments sont alimentés par le bus des services essentiels, qui est lui-même alimenté par la batterie. Ces instruments sont groupés autour de l’écran multifonction ordinaire, placé directement devant le pilote.

Système d’éjection

1.6.21  Système de fragilisation de la verrière. Le système de fragilisation de la verrière utilise un cordeau détonant miniature (CDM) pour fragiliser la verrière durant l’éjection, les opérations de sauvetage au sol ou une évacuation d’urgence au sol. Le CDM est un cordeau de détonation sous gaine de plomb. Lorsqu’il explose, le CDM fracture la verrière, et des particules très petites de plomb en fusion et de plexiglas très acérées sont projetées dans le poste de pilotage.

1.6.22  Sièges éjectables. Chacun des postes de pilotage est équipé d’un siège éjectable à catapulte Mk BA10LH de Martin-Baker, propulsé par fusée, pouvant offrir une capacité d’évacuation à toute altitude et vitesse comprises dans l’enveloppe de vol de l’avion, ainsi qu’une capacité d’éjection à une altitude de zéro au-dessus du sol et à une vitesse nulle, assiette à l’horizontale. Le poids des occupants ne doit pas être inférieur à 147 lb ni supérieur à 238,5 lb. Les sièges peuvent être mis à feu séparément ou selon une séquence automatique à la suite d’une commande d’éjection, et l’éjection du siège arrière précède celle du siège avant.

1.6.23  Système de retenue des jambes. Un système de retenue des jambes se trouve à l’avant du siège éjectable. Ce système permet de retenir les jambes de l’occupant durant l’éjection du siège. Selon les instructions d’exploitation du Hawk, pendant le brêlage, l’occupant doit régler les courroies de retenue des jambes de manière à ce qu’elles soient juste assez longues pour lui permette d’utiliser le palonnier dans un sens comme dans l’autre. Il doit ensuite tendre toute partie excédentaire de la courroie pour la faire passer dans les amortisseurs. Le document de Martin-Baker indique que les courroies de retenue des jambes sont conçues pour ramener et maintenir les jambes contre le siège.

1.6.24  Parachute principal. Le système d’éjection comprend le parachute principal GQ1000. Le parachute GQ1000 a une voilure de 17 pi de diamètre et un taux de descente moyen, sous une voilure complètement déployée, d’environ 28 pieds par seconde (pi/s). Le taux de descente et la vitesse totale du parachute GQ1000 font augmenter le risque de blessures de l’équipage.

1.6.25  Un RGRN concernant le parachute GQ1000 a été créé le 22 juillet 2011 pour indiquer que le parachute GQ1000 se trouvait dans divers aéronefs, dont les avions Hawk, ainsi que dans le CF188 avant la modernisation de ce dernier et l’ajout de sièges NACES. Le parachute GQ1000 est connu pour son taux de descente supérieur à la norme acceptée et, par conséquent, il présente un plus grand risque de blessures à l’atterrissage, après une éjection. De plus, le parachute GQ1000 est conçu de manière à se déplacer « vers l’avant », ce qui signifie qu’en plus du taux de descente, son mouvement vers l’avant à l’atterrissage se cumule à la vitesse totale à l’atterrissage et accroît le risque de blessure.

1.6.26  Un RGRN comprenant deux révisions a été élaboré et approuvé par les représentants de l’autorité de navigabilité opérationnelle, de l’autorité de navigabilité technique et de la 2e Division aérienne du Canada (2 DAC). Le RGRN indique que l’utilisation d’un parachute GQ1000 présente un risque moyen, en raison de son taux de descente supérieure à la norme acceptée entraînant un risque probable de blessure du personnel navigant. En date du 24 septembre 2013, le registre des activités liées au RGRN indiquait que l’acquisition du parachute de remplacement GQ5000L ne se concrétiserait probablement pas en raison de contraintes budgétaires. Toutefois, les mesures d’atténuation en vue d’atteindre un niveau de sécurité acceptable comprenaient la mise en service d’une trousse de survie se larguant automatiquement et atteignant le sol avant le pilote, de manière à réduire le poids du pilote durant la descente et le risque afférent de blessures.

1.6.27  Trousse de survie. La trousse de survie contient des articles favorisant la survie après une éjection. La trousse se trouve dans un contenant en fibre de verre, et elle est fixée au harnais du parachute au moyen d’une courroie qui passe par deux anneaux situés de part et d’autre du paquetage. Il faut seulement dégager un connecteur pour larguer la trousse de survie. Les connecteurs gauche et droit sont situés de chaque côté du pilote, près du bas du dos, et ce dernier ne peut pas les voir. Il doit les trouver en tâtonnant.

1.6.28  Radiobalise personnelle de localisation 2000. La radiobalise personnelle de localisation fait partie de la trousse de survie. Elle est conçue de manière à se déclencher et à déployer automatiquement un câble d’antenne de 43 pouces de longueur, une fois que le pilote est séparé de son siège durant la séquence d’éjection. 

1.6.29  À l’éjection, la longue antenne claquant dans l’écoulement d’air a cinglé P2. Même si P2 n’a pas été blessé, l’antenne battante a fissuré sa visière extérieure et lacéré le tissu de sa combinaison anti-g. L’antenne battante n’a pas blessé P1.

1.6.30  À la suite du présent accident, on a modifié la séquence de déploiement du câble d’antenne de 43 pouces de manière à ce que celui-ci se déploie seulement lors du largage de la trousse de survie; le largage est actuellement amorcé manuellement. Ce changement dans la configuration permet de s’assurer que non seulement le déploiement du câble d’antenne se produise plus tard dans la séquence d’éjection, lorsque les divers composants sont plus stables, mais aussi que l’antenne se déploie plus loin du pilote, afin d’atténuer la possibilité que l’antenne frappe le pilote et le blesse.

1.7 Renseignements météorologiques

1.7.1  Au moment de l’accident, les conditions météorologiques enregistrées à CYOD étaient les suivantes :

CYOD 101148 25011KT 12SM FEW 090 FEW 220 23/07 A2990

Voici les prévisions relatives au vent, valides à 18 h Z le 10 juin 2011, publiées à 12 h Z pour la période s’échelonnant de 11 à 21 h Z (altitude MSL) :

Altitude (pieds)Direction (T) / Vitesse (nœuds)Température (°C)
6000 210 / 21 8
9000 190 / 11 2
12 000 200 / 07 -4
18 000 250 / 09 -15

Tableau 4 : Prévisions de vents et de températures

1.7.2  Au moment de l’accident, les conditions météorologiques locales se caractérisaient par un ciel généralement dégagé, une bonne visibilité et un vent de surface soufflant de l’ouest.

1.7.3  Les conditions météorologiques n’ont pas été un facteur contributif au présent accident.

1.8  Aides à la navigation

1.8.1  Toutes les aides à la navigation de CYOD étaient en bon état de fonctionnement au moment de l’accident. L’aérodrome est équipé d’un système de radionavigation TACAN situé près du centre de l’aérodrome. Toutefois, le récepteur TACAN de l’appareil accidenté était réglé au mode air-air pendant le volet tactique de la mission d’instruction de l’élève-pilote, et il ne communiquait pas à l’aéroport de CYOD de données sur la distance à laquelle l’avion se trouvait. Au moment de l’accident, aucun avis aux navigants (NOTAM) pertinent ayant pu avoir une incidence sur les opérations n’avait été publié.     

1.9 Télécommunications

1.9.1  Au moment de l’accident, toutes les radios de l’ATC de CYOD étaient en bon état de fonctionnement et toutes les fréquences étaient disponibles. L’appareil accidenté était équipé d’une radio pouvant émettre sur des ondes décimétriques et métriques (UHF et VHF) ainsi que d’une radio émettant sur des fréquences UHF seulement. L’appareil accidenté communiquait avec l’ailier et l’ATC de CYOD sur des fréquences UHF préréglées normales.

1.10 Renseignements sur l’aérodrome

1.10.1  CYOD comprend deux pistes parallèles principales (13-31 gauche et droite) qui étaient toutes les deux en service au moment de l’accident. La piste 13 gauche-31 droite a une longueur de 12 600 pi, tandis que la piste 13 droite‑31 gauche a une longueur de 10 000 pi. Les deux pistes sont orientées sur un cap de 128/308°M. Une troisième piste, 04-22, est orientée sur un cap de 038/218°M, et elle a une longueur de 8270 pi. L’annexe C présente de plus amples renseignements sur cet aérodrome.

1.10.2  CYLL comprend une piste en dur orientée sur un cap de 255/075°M, et elle a une longueur de 5579 pi. L’annexe C présente de plus amples renseignements sur cet aérodrome.

1.11 Enregistreurs de bord

1.11.1  Selon les données extraites du module d’acquisition de données (MAD) moteur, les enquêteurs ont déterminé que la perte de l’aube de turbine BP s’est produite à 11 h 35 min 33 (heure locale). À ce moment-là, Zulu 21 effectuait un virage vers la gauche sur un cap de 187°M à 270 KIAS, à une altitude de 11 960 pi MSL. Par rapport à l’appareil, CYOD se trouvait sur un cap de 359°M à une distance de 43,4 NM, tandis que CYLL se trouvait sur un cap de 177°M à une distance 30 NM.

1.11.2  Lors de l’arrêt du moteur à 11 h 39 min 19 (heure locale), CYOD se trouvait sur un cap de 341°M et à une distance de 30 NM, et l’avion franchissait 12 755 pi MSL à 260 KIAS. À 11 h 39 min 51 (heure locale), alors que l’avion évoluait à 13 490 pi, c’est-à-dire l’altitude maximale du vol, Zulu 21 se trouvait à 26,8 NM de CYOD.

Caméra vidéo et enregistreur

1.11.3  L’avion Hawk n’est pas équipé d’un enregistreur de la parole dans le poste de pilotage (CVR) ni d’un enregistreur de données de vol (FDR) résistant aux chocs, mais il est muni d’une caméra vidéo avec magnétoscope qui enregistre les données visuelles et sonores telles qu’elles sont perçues à travers le HUD dans le poste de pilotage. La caméra vidéo et le magnétoscope à cassette ne résistent pas aux chocs. Le magnétoscope à cassette enregistre la prise de vue vers l’avant, à l’extérieur de l’avion, les symboles de navigation et de visée (armement) du HUD ainsi que les communications vocales issues de l’interphone des deux postes de pilotage et transmises ou reçues par radio.

1.11.4  La caméra vidéo est commandée par un module d’état et de commande vidéo situé sur la console droite dans le poste de pilotage avant. Le magnétoscope est situé sur la console droite du poste de pilotage arrière, et il est alimenté par l’alternateur.

1.11.5  Le magnétoscope a été récupéré sur le lieu de l’accident; sa porte était fermée et le verrou rotatif réglé à la position « CLOSED ». Le magnétoscope n’était que légèrement endommagé, et il n’avait pas été exposé à une chaleur excessive. La porte du magnétoscope s’est ouverte normalement lorsque l’on a poussé le verrou rotatif. La cassette du magnétoscope n’a jamais été retrouvée.

1.11.6  P1 a demandé à P2 de retirer la cassette vidéo du magnétoscope avant l’écrasement, afin d’éviter qu’elle ne soit endommagée. P2 a retiré la cassette du magnétoscope pour la placer dans la poche inférieure droite de sa combinaison anti-g avant l’éjection.

1.11.7  La cassette vidéo de Zulu 22 a été récupérée. Elle contenait tout le vol, du décollage à l’arrêt du moteur. Les communications vocales et les données du HUD enregistrées sur la cassette vidéo de Zulu 22 ont été utilisées dans le cadre de la présente enquête.   

1.11.8  Un chasseur CF188 Hornet, équipé d’un module semblable d’enregistrement du HUD, attendait pour décoller lorsque l’accident s’est produit. Le pilote du CF188 a mis l’enregistreur du HUD en marche et saisi les communications radio sur la fréquence de l’ATC pendant les dernières étapes du vol de l’avion accidenté. En comparant les communications émises sur la fréquence de l’ATC de la cassette vidéo du CF188 et celles de la cassette vidéo de Zulu 22, les responsables de l’enquête ont pu faire une corrélation entre la durée d’enregistrement de la cassette vidéo de Zulu 22 et le signal horaire du GPS, en vue de les comparer à toutes les données enregistrées par d’autres sources.

Module d’acquisition des données

1.11.9  Le MAD de l’avion collecte les données sur les composants du moteur aux fins d’analyse. Les données du MAD sont téléchargées aux deux semaines ou aux 20 heures de vol, selon la première de ces deux éventualités. Le FAMB envoie à RR un rapport mensuel compilant des détails sur les taux d’échange cyclique de certains composants du moteur.  

1.11.10  Le MAD enregistre les données environnementales, les données sur la structure de l’avion et les données du moteur à raison de huit échantillons par seconde [10]. Ce module ne résiste pas aux chocs. L’enregistrement des paramètres moteur ainsi que des données sur l’altitude, la vitesse et l’angle d’attaque commence lorsque le régime moteur dépasse 20 % et cesse lorsque le régime moteur chute sous 15 %.

1.11.11  Le MAD de l’avion accidenté a été récupéré dans la zone des débris. Ses données ont été téléchargées, ce qui a permis d’obtenir des données sur le moteur durant le vol, jusqu’à ce que l’enregistrement prenne fin, c’est‑à‑dire lorsque le moteur a été coupé. Les données sur le moteur ne comportaient pas de référence temporelle, mais sa durée de fonctionnement a été établie au moyen du débit de l’enregistrement qui saisissait huit échantillons de données par seconde. Le moment où l’avion a amorcé sa course au décollage, tel que l’indique l’augmentation de sa vitesse, a ensuite été corrélé aux données de l’ACMI. Comme l’ACMI a enregistré des données inertielles exactes et le signal horaire du GPS, les responsables de l’enquête ont été en mesure de faire une corrélation entre les données moteur et toutes les données recueillies par d’autres sources.

1.11.12  Les données du MAD ont servi à caractériser le fonctionnement du moteur pendant le vol jusqu’au moment où le MAD a cessé d’enregistrer les données moteur (annexe A, figures 1 à 6). Aucune anomalie n’a été relevée avant la perte de l’aube de la turbine BP qui est à l’origine de l’accident.

1.11.13  À 11 h 35 min 19 (heure locale), le régime moteur était d’environ 90 %. À 11 h 35 min 26 (heure locale), le régime moteur a rapidement augmenté à pleine puissance sept secondes avant la rupture de l’aube de turbine BP, à 11 h 35 min 33 (heure locale). La perte de l’aube de turbine BP a été marquée par une hausse momentanée du régime moteur à 100 %, par la vitesse du rotor BP qui a augmenté à 100 % puis à 108 % et par la TGT qui est passée de 579 °C à 611 °C, restant à cette température pendant environ 1,25 seconde. Au cours des trois secondes qui ont suivi ces pointes, le régime moteur et la vitesse du rotor BP ont chuté à 82 % et à 69 % respectivement, tandis que la TGT a baissé à environ 380 °C.

1.11.14  Pendant les 27 secondes suivantes, le régime moteur a augmenté en deux étapes distinctes, c’est-à-dire de 82 % à 84 % puis de 84 % à 86 %, tandis que la vitesse du rotor BP et la TGT atteignaient respectivement 76 % et 400 °C à 11 h 36 min 4 (heure locale). À partir de ce moment jusqu’à ce que le moteur soit coupé à 11 h 39 min 19 (heure locale), on a constaté un faible bruit de +/-0,1 % dans les données de régime moteur et de TGT. Les données bruitées du régime moteur étaient probablement attribuables aux vibrations qui gagnaient les capteurs électromécaniques, lesquelles découlaient de l’interaction entre le moteur et la cellule provoquée par le déséquilibre de la masse de la turbine BP. 

1.11.15  De 11 h 36 min 4 à 11 h 38 min 44 (heure locale), le régime moteur a augmenté de façon linéaire, de 86 % à 89 %. On a remarqué de très faibles perturbations dans les données, mais celles-ci n’ont pas eu d’incidence sur la tendance générale. Ensuite, de 11 h 38 min 44 (heure locale) jusqu’à ce que le moteur soit coupé (35 secondes plus tard), le régime moteur a augmenté à 93 %. Après l’augmentation du régime moteur à 93 %, le moteur a été coupé sans d’abord être mis au ralenti.

1.11.16  Une fois le moteur coupé, le régime moteur et la TGT ont chuté de façon exponentielle. À 11 h 39 min 46 (heure locale), 27 secondes après l’arrêt du moteur, alors que le régime moteur passait à 21 %, on a remarqué une interférence du signal du régime moteur. Selon RR, il s’agit d’un problème connu qui a été relevé dans les données des essais en vol. Il est causé par la mise à feu des allumeurs, et il indique une tentative de rallumage du moteur. Aucune donnée n’a été enregistrée après 11 h 40 min 6 (heure locale), car le régime moteur a chuté sous 15 %.

Instrumentation de suivi de la manœuvre de combat aérien

1.11.17  Une nacelle de sous-système d’instruments aéroportés (SSIA) a été posée à l’extrémité de l’aile gauche de l’avion. La nacelle SSIA est un terminal aéroporté lié à l’instrumentation de suivi de la manœuvre de combat aérien (ACMI). Si elle est alimentée par un courant continu de 24-28 volts, la nacelle détermine de façon autonome et continue sa propre information temps, espace et position (ITEP), notamment sa position, son vecteur vitesse, son altitude et son assiette, grâce à des données GPS et inertielles. 

1.11.18  Un dispositif anémobarométrique situé à l’avant de la nacelle SSIA fournit aussi des données sur la vitesse, l’altitude et l’angle d’attaque. Toutes les données sont enregistrées sur une cartouche de données située dans une fente à l’arrière de la nacelle SSIA. Cette cartouche enregistre dix échantillons de données par seconde. Les données de l’ACMI de Zulu 22 couvrent toute la durée du vol; elles comprennent les données de ZULU 21 jusqu’à 11 h 39 min 19 (heure locale), c’est-à-dire jusqu’au moment où le moteur de Zulu 21 a été coupé. Les deux ensembles de données ont été combinés aux autres ensembles de données enregistrés afin de recréer et d’analyser le profil de vol (annexe B, figures 7 et 8).

Radar de contrôle de la circulation aérienne

1.11.19  Le radar de surveillance de l’ATC de CYOD fournit au personnel de l’ATC des renseignements enregistrés en continu par les radars de surveillance primaire et secondaire. Les données du radar de surveillance de l’ATC enregistrées au moment de l’accident ont été remises à l’équipe chargée de l’enquête qui a pu les consulter au moyen d’un logiciel de lecture. Le radar a capté les renseignements envoyés par le transpondeur de Zulu 21 (mode 3A, code squawk 1221) tout juste après le décollage et jusqu’au moment précédant tout juste l’impact au sol. Le radar n’a plus reçu de données du transpondeur en mode C de Zulu 21, alors que ce dernier se trouvait à 29,7 NM de Cold Lake. La dernière altitude enregistrée était de 13 100 pi MSL en montée.

1.11.20  À 11 h 43 min 10 (heure locale), la nacelle ACMI de Zulu 21 a cessé d’enregistrer des données, mais les données radar de l’ATC montrent que Zulu 21 a poursuivi sa trajectoire en ligne droite en direction du seuil de la piste 31 gauche, avant d’entamer un léger virage vers la gauche tout juste avant l’impact.

1.12 Renseignements sur l’épave et l’impact

1.12.1  Il y avait deux zones d’épave distinctes : la zone où se trouvaient les sièges éjectables et PI/P2 ainsi que le lieu principal de l’écrasement.

1.12.2  P1/P2 se sont posés à environ 30 m au sud de l’autoroute 28, tandis que les sièges éjectables sont tombés à 100 m au nord de l’autoroute 28. Le siège éjectable arrière est tombé sur un terrain privé dans un marécage où il a été submergé. Le siège éjectable avant est tombé dans un champ agricole.

1.12.3  Le lieu principal de l’accident, situé à environ un mille marin au nord‑ouest de l’endroit où P1 et P2 ont atterri, s’étendait en terrain plat des deux côtés d’une intersection de deux routes recouvertes de gravier. Le point d’impact initial de l’avion se prolongeait en une traînée de débris qui suivait un axe nord-ouest traversant l’intersection. L’avion a heurté le sol à un faible taux de descente, son assiette étant presque à l’horizontale, à peine inclinée vers la gauche. Les marques au sol indiquent que l’avion suivait un cap de 296°M. Dans l’ensemble, la zone de débris s’étendant du point d’impact initial jusqu’à la pièce d’avion la plus éloignée avait une longueur de 228 m.

1.13 Renseignements médicaux

1.13.1  P1 et P2 ont été transférés au centre médical de Cold Lake où le médecin de l’air de la 4e Escadre s’est occupé d’eux. L’examen médical des pilotes a permis de constater que P1 et P2 avaient été légèrement blessés par des éclaboussures du CDM et par le système de retenue des jambes. Un pilote a été légèrement blessé par le harnais de son parachute. P1 et P2 ont reçu leur congé de l’hôpital après l’évaluation de leur état de santé.   

1.13.2  Des échantillons aux fins d’analyse toxicologique ont été prélevés au centre médical de Cold Lake, puis expédiés par service de messagerie au médecin légiste de la Division of Forensic Toxicology, Armed Forces, à Rockville (Maryland). L’analyse toxicologique de l’urine de P1 a révélé qu’elle contenait de la diphénhydramine.

1.13.3  P1 avait été interdit de vol à deux reprises, le 24 février 2011 et le 29 mars 2011, en raison de l’exacerbation d’un problème de santé chronique. Aucun document ne confirme que P1 a consulté un médecin de l’air pour lever l’interdiction de vol imposé dans un cas comme dans l’autre.

1.13.4  P1 a respiré de l’oxygène pur pour se « sentir mieux » durant le vol. P1 a vu un médecin de l’air quatre jours après l’accident relativement à des symptômes découlant du même problème de santé chronique pour lequel il avait déjà consulté un médecin.

1.14 Incendie, dispositifs pyrotechniques et munitions

Incendie

1.14.1  Rien n’indique qu’un incendie auto-entretenu s’est déclenché avant l’impact. L’incendie qui s’est déclaré après l’impact a détruit la végétation de surface ainsi qu’une partie de la structure d’aluminium de l’avion. Alimenté par le carburant, l’incendie a fini par ravager une superficie de 100 m sur 50 m. Les camions d’incendie de la 4e Escadre et le service des incendies du district municipal de Bonnyville ont éteint l’incendie.

Dispositifs pyrotechniques

1.14.2  Les amorces servant à sélectionner la sortie des volets et du train d’atterrissage en cas d’urgence n’ont pas été récupérées et ont fort probablement été détruites dans l’incendie qui a suivi l’écrasement. Tous les contenants pressurisés qui ont été retrouvés intacts sur le lieu de l’écrasement ont été sécurisés.  

Système d’éjection

1.14.3  Le levier de commande d’éjection était placé à la position « ON », et l’éjection a été amorcée par P2, du poste de pilotage arrière. Tous les dispositifs pyrotechniques (c’est-à-dire la poignée d’éjection et le percuteur du CDM) et les dispositifs à pression (comme le moteur de la fusée, le mécanisme de synchronisation des charges, le CDM et les tambours à inertie) du système d’éjection ont été retrouvés. Les systèmes d’éjection des deux postes de pilotage ont fonctionné normalement.   

Munitions

1.14.4  L’avion ne transportait aucune munition.

1.15 Questions relatives à la survie

Éjection

1.15.1  Le poids suspendu de P1 et de P2 respectait l’enveloppe de poids publiée pour le siège éjectable. Le taux de descente sous voilure de P1 et de P2 a été estimé à 26 pi/s, et la vitesse combinée à 32 pi/s par vent nul. P1 et P2 ont atterri dans une zone marécageuse. S’ils avaient atterri sur un sol plus dur, P1 se serait probablement fracturé une ou les deux jambes, car il n’avait pas été en mesure de larguer sa trousse de survie.

1.15.2  P1 et P2 ont ramené leurs jambes contre le siège tout juste avant l’éjection, et ils se sont légèrement blessé les jambes à l’endroit où la sangle de retenue s’enroule autour de la jambe.  

1.15.3  P1 a mentionné la formation d’un grand vide en forme de triangle dans son harnais, au-dessus de ses épaules, alors que son parachute s’ouvrait et après l’ouverture de celui-ci. En outre, l’ouverture du parachute de P1 a bosselé la bordure avant de la doublure en mousse de son casque et fissuré la plaque recouvrant le raccord à baïonnette droit de son casque. Ces marques et la blessure connexe témoignent du claquement des élévateurs à la tête. Un examen du harnais combiné simplifié (HCS) de 2e génération utilisé à bord du Hawk a révélé qu’un sandow croisé (¼ pouce) était brisé sur la gauche. Ces caractéristiques indiquent que le harnais a subi une charge latérale élevée à l’ouverture du parachute. Des charges latérales élevées exercées sur le même type de parachute et sur une version semblable du HCS avaient contribué au décès du pilote de CF188732 lors de son éjection à grande vitesse, le 26 mai 2003.

1.15.4  À la suite du présent accident, il est prévu que Martin Baker achève les essais d’un HCS de 5e génération en vue de sa mise en service dans les avions Hawk des Forces canadiennes d’ici le 1er octobre 2015. Les caractéristiques du HCS de 5e génération permettent d’atténuer les risques qu’un vide triangulaire se forme dans les bretelles du harnais et réduisent le choc à l’ouverture et, par le fait même, la charge latérale élevée.

Équipement de survie d’aviation

1.15.5  P1 portait un maillot à manches courtes sous sa combinaison de vol réglementaire des Forces canadiennes. Comme il n’avait pas une double épaisseur de vêtement recouvrant ses bras et que sa manche gauche était partiellement relevée, il a été blessé par des éclaboussures du CDM. Le pilote ne portait pas de doublure sous ses gants réglementaires des Forces canadiennes. Un examen du gilet de sauvetage et veste de survie (GSVS) Beaufort MK30 a révélé que des éclats du CDM avaient pénétré l’enveloppe de la vessie ainsi que le flotteur gonflé à la bouche, rendant ce dernier inutilisable. Le flotteur gonflé automatiquement était intact et fonctionnel.

1.15.6  Les éclaboussures du CDM ont légèrement blessé le torse de P2 même s’il portait une double épaisseur de vêtements.  

1.15.7  Les deux GSVS étaient munis d’une lampe stroboscopique MS2000, qui aurait dû déjà être remplacée par la lampe stroboscopique Firefly 3, conformément au message des Forces canadiennes, CMDTA MPF 055, diffusé le 21 août 2008 à 15 h 44 Z. Les deux trousses de survie contenaient des comprimés de Tylénol© ayant une date de péremption de 2009. Les listes du contenu des trousses de survie fournies par la FAMB donnaient des renseignements contradictoires quant à la nécessité d’y ajouter un couteau réglementaire des Forces canadiennes. Aucune de ces trousses ne contenait le couteau en question.

Radiobalise personnelle de localisation

1.15.8  En avril 2011, la radiobalise Cobham ou ProFind SLB 2000-102A a été ajoutée aux trousses de survie de la flotte des avions Hawk. Cette radiobalise émet son signal sur une fréquence de 121,5, 243,0 et 406 mégahertz (MHz), et sa position GPS est intégrée au signal émis sur 406 MHz, afin d’aider les secouristes à localiser le personnel navigant après un écrasement. La radiobalise a été modifiée localement afin d’y ajouter une antenne extérieure maintenue en place à l’extérieur de la trousse de survie pour que les transmissions radio soient envoyées dès qu’un occupant se sépare de son siège. Cette modification a été mise en place pour remédier à une mauvaise réception du signal d’abandon d’aéronef constatée après l’éjection de membres pilotant le Hawk en 2004 et en 2008.

1.15.9  L’éjection s’est produite à environ deux milles des installations de l’ATC de CYOD, et aucun signal émis sur 121,5 ou 243,0 MHz n’a été reçu au moment de l’éjection.

1.15.10  La puissance du signal secondaire émis sur 121,5 et 243 MHz ne dépasse pas 0,1 Watt, et ce signal est envoyé à des fins de localisation rapprochée (aussi peu que ¼ à ½ mille). Le signal émis sur 406 MHz et d’une puissance de 5 Watts constitue l’aide principale pour repérer la radiobalise et le survivant. Les coordonnées GPS sont intégrées au signal émis sur 406 MHz.

1.15.11  La puissance de transmission principale du signal émis sur 406 MHz vise à atteindre le réseau SARSAT, qui a recours à des satellites de recherche et sauvetage géostationnaires (GEOSAR) et en orbite basse (LEOSAR). Une fois déclenché, le signal composite d’une puissance de 5 Watts, qui comprend les coordonnées GPS de la radiobalise personnelle, est envoyé au réseau de satellites qui le transmet aux centres de coordination de recherche et de sauvetage partout dans le monde.

1.15.12  L’hélicoptère de recherche et de sauvetage de la 4e Escadre a pu repérer un signal de 121,5 MHz provenant de la radiobalise du siège avant, 15 minutes après l’éjection. Le signal était faible, mais il a été capté à une distance d’un mille, ce qui est supérieur aux spécifications du fabricant.

1.15.13  Un chasseur CF188 qui tournait en rond à 3000 pi AGL directement au-dessus du lieu de l’accident a capté deux tonalités successives, d’une durée d’une seconde, émises sur 243,0 MHz avant que la transmission cesse.

1.15.14  Les signaux émis sur 406 MHz des deux radiobalises personnelles ont d’abord été captés par un satellite du LEOSAR, le 10 juin à 13 h 4 (heure locale), c’est-à-dire une heure et 17 minutes après l’éjection. Le retard dans la réception du signal est surtout attribuable aux trous dans la couverture satellite et à la « passivation » de la pile.

1.15.15  Au-dessus de l’Amérique du Nord, plus particulièrement en hautes latitudes, il existe un trou bien connu dans la couverture satellite du réseau LEOSAR, qui cause une interruption de service d’une à deux heures aux 24 heures. Il a été déterminé que l’accident s’est produit tout juste au début du trou dans la couverture satellite, ce qui a engendré un retard d’environ une heure et 12 minutes avant que le prochain satellite se trouve à portée du signal émis sur 406 MHz et le capte. Une fois le signal capté par le satellite, un paquet de données a été produit puis envoyé au centre de recherche et de sauvetage approprié. Ce processus prend de deux à six minutes.

1.15.16  La passivation de la pile peut provoquer une tension temporairement basse au moment de sa mise en service. La passivation de la pile permet de prolonger sa durée de conservation. Une mise à niveau matérielle a permis de régler le problème lié à la passivation de la pile utilisée dans ces radiobalises personnelles.

1.15.17  Dans des conditions idéales, les signaux des deux radiobalises devraient être captés dans les cinq minutes suivant leur déclenchement par les satellites géostationnaires évoluant au-dessus de l’équateur. Toutefois, P1 et P2 ayant atterri dans une zone marécageuse, les signaux n’ont jamais été captés, car les antennes étaient submergées dans l’eau. La réception des signaux des radiobalises par l’ensemble des satellites est fondée sur le principe de la visibilité directe. Par conséquent, l’eau et la végétation ainsi que l’état et l’orientation de l’antenne peuvent atténuer la transmission du signal.

1.15.18  À la suite de l’accident en question, la radiobalise personnelle de localisation se trouve maintenant dans la poche gauche du GSVS du pilote assis dans le siège avant, offrant ainsi une autre mesure de sécurité pour aider le travail des équipes de recherche et de sauvetage. La radiobalise personnelle de localisation émet un signal d’une puissance de 6 Watts sur une fréquence de 121,5 et de 406 MHz, et elle sera transportée ainsi jusqu’à ce que toutes les trousses de survie des avions Hawk soient munies d’un dispositif de déclenchement automatique de l’antenne de radiobalise.

Intervention d’urgence

1.15.19  Le plan d’intervention d’urgence de la 4e Escadre a été mis à exécution lorsque P1 a avisé l’ATC de la gravité de l’urgence en vol et de l’éjection possible.

1.15.20  Dès qu’ils ont pu, l’équipe paramédicale civile ainsi que la police et les ambulanciers militaires ont coordonné les soins à prodiguer à P1 et P2 sur place et pendant leur transfert au centre médical de Cold Lake.   

1.16 Essais et recherches

Profil d’AFP en simulateur

1.16.1  Des profils d’AFP ont été mis à l’essai dans le simulateur du Hawk pour confirmer les altitudes et la visée ainsi que pour vérifier les calculs relatifs aux trajectoires de descente. En outre, le simulateur a permis d’examiner la séquence d’alertes et d’avertissements reçus par l’équipage navigant durant un scénario d’arrêt moteur. On a également examiné les procédures de rallumage du moteur en vol et l’utilisation des instruments de secours pour établir le contexte du présent accident. On a également étudié la façon dont les sangles de retenue des jambes étaient placées.

1.16.2  Une évaluation des performances en montée et des caractéristiques du moteur de l’avion a été menée à bord d’un avion en bon état de service, dans des conditions de vol semblables à celles de l’avion accidenté à Moose Jaw (Saskatchewan). Lorsque les aérofreins, le train d’atterrissage et les volets de l’appareil étaient rentrés, la vitesse de montée était d’environ 800 pi/min à un régime moteur de 85 %. Le régime moteur est demeuré stable et n’a pas été touché de façon marquée par le changement d’altitude et de vitesse. Une analyse du mouvement de la manette des gaz par rapport à un changement de régime a révélé qu’une augmentation de régime de 1,0 % correspondait à un déplacement de manette d’environ 3,5 mm.

1.17 Renseignements sur l’organisation et la gestion

Entraînement en vol de l’OTAN au Canada

1.17.1  Le NFTC, un partenariat entre le gouvernement et l’industrie annoncé en 1997, a été mis sur pied pour assurer un programme d’entraînement des pilotes rentable et changer la façon dont les Forces canadiennes se procurent et exploitent les aéronefs nécessaires à l’instruction. Dans le cadre du NFTC, les aéronefs appartiennent à Milit-Air inc., et ils sont gérés par Bombardier, Formation à l’aviation militaire (FAMB), une filiale de la société Bombardier. Les Forces canadiennes utilisent l’avion Hawk conformément aux règlements et aux ordonnances des Forces canadiennes afin d’offrir un entraînement en vol aux équipages navigants des Forces canadiennes et de l’étranger.   

Bombardier Aéronautique – Formation à l’aviation militaire

1.17.2  Le ministère de la Défense nationale a obtenu une flotte d’avions Hawk à des fins d’opérations militaires par l’attribution d’un contrat. Ainsi, le MDN est chargé des autorisations de navigabilité technique et opérationnelle. L’évaluation de navigabilité technique est menée conformément au manuel de navigabilité technique (MNT). Selon ce dernier, la DNAST a approuvé FAMB à titre de gestionnaire de la flotte d’avions (GFA) pour assurer la maintenance des aéronefs. Le GFA comprend deux grands organismes : un organisme de maintenance accrédité (OMA) effectuant la maintenance des aéronefs et un organisme technique accrédité (OTA). L’OTA est dirigé par l’ingénieur concepteur principal qui mène les activités techniques et de certification relatives à la navigabilité de la flotte. Afin d’assurer le maintien de la navigabilité des aéronefs de la flotte, il faut respecter les normes figurant dans le manuel des procédures techniques fourni par FAMB et approuvé par la DNAST ainsi que celles du MNT. 

1.17.3  Le certificat de type du MDN est délivré par l’autorité de navigabilité technique. Bombarbier Aéronautique est titulaire de la certification de type de l’appareil. RR demeure l’autorité de conception du turboréacteur double flux Adour équipant le Hawk, tandis que Martin Baker est l’autorité de conception des sièges éjectables.

419e Escadron d’entraînement à l’appui tactique

1.17.4  Le 419 Esc EAT est une unité hébergée à la 4e Escadre Cold Lake (Alberta), mais le commandant de l’escadron relève du commandant de la 15e Escadre Moose Jaw. L’escadron s’occupe de la Phase IV de l’instruction au pilotage, dans le cadre du programme NFTC, qui vise à préparer à l’instruction de pilote de chasse les membres d’équipage navigant qui ont obtenu leur brevet. Le commandant de l’escadron est un pilote des Forces canadiennes, tandis que les pilotes instructeurs qualifiés et les élèves-pilotes proviennent de nombreuses forces aériennes étrangères en plus des Forces canadiennes.

Direction – Production à contrat de la force (Air)

1.17.5  La Direction – Production à contrat de la force (Air) (DPCF Air), maintenant la Direction de la simulation et de l’instruction aériennes, était la direction relevant du Chef d’état-major de la Force aérienne qui assurait la coordination aux niveaux technique, stratégique et organisationnel des activités de mise sur pied d’une force réalisées pour l’Aviation royale canadienne (ARC) par divers modes de prestation des services, notamment le programme NFTC. La DPCF Air coordonnait les modifications et les ajouts au contrat NFTC en fonction des exigences opérationnelles, afin de répondre aux besoins de production de pilotes de la Force aérienne. Elle orientait également l’interaction avec le fournisseur afin d’assurer la prestation des services nécessaires au bon déroulement de l’instruction des pilotes.

1.18 Autres renseignements

Événement lié à la perte d’une aube de turbine BP du Hawk 205

1.18.1  Le 4 février 2009, un avion Hawk 205 équipé du moteur no 7818 évoluait à basse altitude à 55 NM au nord-est de CYOD, lorsqu’il a perdu une aube de turbine BP. Durant une manœuvre de dégagement, l’équipage navigant a entendu un bruit fort semblable à une mitrailleuse, suivi d’un avertissement sonore « T6NL, T6NL ». Le moteur se trouvait en saute de régime; le pilote a coupé le moteur, puis il a réussi à le rallumer sans délai. 

1.18.2  Alors qu’il revenait à CYOD, le pilote a légèrement poussé la manette des gaz, mais à un régime d’environ 88 %, il a ressenti des vibrations assez importantes dans le poste de pilotage. Le pilote a décidé de ramener la manette des gaz à un régime de 85 %, ce qui a atténué les vibrations tout en permettant à l’avion de poursuivre sa montée de un à deux degrés à 210 KIAS (environ 800 pi/min). L’équipage navigant a signalé une odeur de moteur surchauffé, et il a commencé à respirer de l’oxygène pur (100 %).

1.18.3  L’avion a pu atteindre environ 10 000 pi MSL avant que l’équipage navigant soit en mesure d’effectuer un AFP en approche directe de la piste 22. Le pilote a réglé la manette des gaz au ralenti, et il a maintenu un angle d’attaque de 5,5 unités jusqu’à ce que le seuil de piste se trouve à un angle de piqué de 15 degrés dans le HUD. À ce moment-là, le pilote a sorti le train d’atterrissage et les pleins volets, et il a effectué un atterrissage forcé en approche directe de la piste 22, et ce, sans incident. Le moteur a fonctionné pendant 12 minutes entre le moment de la défaillance d’une aube de turbine BP et celui de l’atterrissage de l’avion.

18.4           L’enquête a permis de conclure que le moteur avait perdu une seule aube de turbine BP (figure 10). Les corps HP et BP tournaient librement et ne présentaient aucun signe de dommage. L’huile était contaminée, même si le réservoir était plein. Les aubes du premier étage du compresseur BP n’étaient visiblement pas endommagées, mais on pouvait constater la présence de marques de frottement importantes à l’intérieur du cadre puisque l’aube avait creusé un sillon sur toute sa circonférence (voir la figure 10).

Figure 10 : Disque de la turbine BP du Hawk 205. Remarquez qu’une seule aube s’est séparée et qu’elle a causé très peu de dommages indirects aux autres aubes de turbine BP. Le déséquilibre de la masse équivalait à la perte d’une seule aube de 64 grammes.

EnglishFrançais
LPT Disk Disque de turbine BP
Hawk CT155205 Hawk CT155205
4 February 2009 4 février 2009
Failed LPT Blade Aube de turbine BP rompue

Procédures d’atterrissage forcé de l’avion Hawk

1.18.5  Le manuel de formation au pilotage (MFP) comprend un chapitre sur la manœuvre d’atterrissage forcé. Les profils d’atterrissage forcé sont conçus pour que le pilote reste dans les limites d’une enveloppe d’éjection sécuritaire jusqu’à ce qu’un atterrissage puisse être effectué en toute sécurité. Le MFP indique que le profil optimal de plané du Hawk est un angle d’attaque de 5,5 unités (à environ 190 KIAS, selon la masse) et que l’avion devrait parcourir environ 2 NM par tranche de perte d’altitude de 1000 pi en vol plané par vent nul.

1.18.6  Le MFP indique que les pilotes doivent s’exercer à des manœuvres d’atterrissage forcé avec et sans HUD, car en cas de panne moteur réelle le HUD ne fonctionne pas.

1.18.7  Pour tout problème mécanique du moteur qui ne se produit pas dans un circuit d’aérodrome, le MFP indique que le pilote doit prendre les mesures d’intervention d’urgence qui s’imposent, monter en flèche (de manière à remplacer la vitesse par l’altitude) et mettre l’avion en vol plané à un angle d’attaque de 5,5 unités. Le pilote doit ensuite se diriger vers l’aérodrome le plus proche pouvant convenir à l’atterrissage et évaluer le profil de plané pour déterminer si un atterrissage forcé est possible.

1.18.8  Afin de déterminer la distance maximale de plané, le MFP indique de calculer la distance à franchir en utilisant les meilleurs moyens disponibles, comme de l’équipement de mesure de distance ou une aide radar de l’ATC, et de diviser le chiffre obtenu par 2; il faut ensuite multiplier le résultat par 1000 et ajouter l’altitude (en pieds MSL) du repère approprié.  

1.18.9  Si le pilote n’est pas en mesure de déterminer la distance avec précision, le MFP indique que celui-ci doit évaluer visuellement si l’avion peut planer jusqu’à l’aéroport. Cette méthode est fondée sur une estimation du mouvement de la piste par rapport à une position fixe sur le pare-brise ou à un vecteur vitesse, s’il est disponible. Après une courte période, la piste devrait vraisemblablement monter ou descendre dans le pare-brise, par rapport à cette position, permettant ainsi au pilote de juger s’il peut atteindre la piste.

1.18.10  Arrivé au-dessus de la piste sur laquelle il prévoit atterrir, le pilote exécute un circuit d’hippodrome en descente jusqu’aux trois repères (supérieur, inférieur et final). Les repères permettent au pilote de juger s’il respecte les paramètres qui lui permettront d’exécuter un atterrissage forcé en toute sécurité. Par exemple, pour exécuter un atterrissage forcé à partir du repère supérieur, l’avion doit avoir suffisamment d’altitude pour planer à environ 10 NM au-delà de la piste. S’il ne dispose pas d’une telle distance, l’avion doit pouvoir planer sur au moins 6 NM au-delà de la piste pour effectuer un atterrissage forcé directement du repère inférieur. S’il ne peut pas respecter cette dernière distance, le pilote doit évaluer s’il peut ou non atteindre directement le repère final.

1.18.11  Le MFP indique que le personnel navigant doit entreprendre la liste de vérifications des procédures d’atterrissage forcé avant d’atteindre le repère supérieur, si le temps le permet. Si l’appareil n’a pas gagné suffisamment d’altitude et que l’équipage navigant n’est pas certain de pouvoir atteindre le repère supérieur, celui-ci peut se diriger directement au repère inférieur, au repère final ou s’éjecter, s’il n’est pas assuré de pouvoir effectuer un atterrissage en toute sécurité (figure 11).

Figure 11 : Procédure d’atterrissage forcé extraite du document C-12-HWK-000/MC-000, liste de vérifications à l’intention des pilotes du Hawk, révision, version principale et modifiée 6.

Historique des dommages causés au GSVS MK30

1.18.12  Le MDN fournit les GSVS qui sont utilisés à bord de l’avion. À ce jour, six GSVS ont été portés durant une éjection du Hawk. En mai 2004, après les deux éjections de l’avion 155202, l’un des GSVS était inutilisable. Durant une éjection en avril 2008, la vessie du GSVS que portait l’un des membres de l’équipage navigant a été perforée. Avant le présent accident, le GSVS a été modifié de manière à recouvrir la vessie de nylon pare-balles. À la suite de cette modification, le flotteur gonflé à la bouche de l’un des GSVS porté durant le présent accident a été perforé.

1.19 Techniques d’enquête utiles ou efficaces

1.19.1  Un témoin civil a téléchargé trois vidéos dans le site Web YouTube (médias sociaux) qui rendaient compte des activités de P1 et P2 après leur atterrissage, dont l’arrivée des services médicaux d’urgence. Les vidéos ont fourni à l’enquête un compte rendu des événements tels qu’ils se sont produits durant la récupération de P1 et P2 après leur éjection.

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2. ANALYSE

2.1 Généralités

2.1.1  et la panne du moteur, la sélection de l’aérodrome de secours, les tentatives de rallumage du moteur, les performances humaines dans la gestion de la situation d’urgence, l’évaluation visuelle du profil de plané dans le cadre de l’atterrissage forcé, l’altitude d’éjection de P1 et de P2, l’état de santé de P1 et de P2 ainsi que l’équipement de survie d’aviation (ESA) du personnel navigant.

2.2 Gestion

Historique de l’aube de turbine BP

2.2.1  Depuis novembre 2005, la flotte de Hawk du NFTC a subi quelques défaillances d’aubes de turbine BP. Depuis cette date, on a cerné quatre défaillances d’aubes de turbine BP et pris les dispositions qui s’imposaient de façon proactive. Trois des défaillances ont été réglées avant le présent accident. Ces trois cas étaient des défaillances à mi-travée causées par des lacunes de fabrication de l’aube de turbine BP et un frottement de l’extrémité d’aube. Depuis que ces problèmes ont été réglés, aucune défaillance semblable ne s’est produite.

2.2.2  L’on croyait avoir réglé le mode de défaillance qui a touché la quatrième aube de turbine BP après la perte de l’aube de turbine BP du Hawk 205 en février 2009. Dans ce cas particulier, des problèmes de fabrication avaient mené à des ratés dans le contrôle de la qualité, et le rayon d’emplanture n’était pas conforme aux spécifications. Le fabricant d’origine a procédé à des modifications importantes du contrôle de la qualité de son processus de fabrication. Les Forces canadiennes et FAMB ont mené une vérification sur place des processus du fabricant d’origine, afin de s’assurer qu’aucun autre incident du genre ne se produirait. La toute dernière défaillance d’une aube de turbine BP conforme, qui a touché l’avion 201 alors que l’aube avait 617 heures de service, indique que même si un rayon d’emplanture conforme est nécessaire pour atteindre une durée utile nominale de 2000 heures, ce critère n’est pas le seul nécessaire pour atteindre une telle durée de vie utile.     

2.2.3  Malgré la gestion proactive qu’ont exercée toutes les parties intéressées à l’égard du problème, la nature subtile des nombreux facteurs ayant contribué aux défaillances des aubes de turbine BP a fait obstacle à une bonne compréhension de l’origine du problème. Après avoir pris en considération toutes les questions liées à cette défaillance de l’aube de turbine BP, les responsables de l’enquête ont déterminé que la façon dont les Forces canadiennes avaient géré la défaillance en question ne constituait pas un facteur contributif à l’accident.

2.3 Technique

Défaillance de l’aube de turbine BP

2.3.1  Les analyses antérieures montrent que la contrainte maximale de l’aube de turbine BP est exercée sous la zone du plateau, à l’arrière du congé raccordant le plateau au col d’emplanture. La contrainte nominale de cette zone, dans le cas d’une aube dont le rayon est conforme, est de 1610 mégapascals (MPa). La pratique de conception actuelle de RR à l’égard des caractéristiques du plateau commande une contrainte nominale d’au plus 1000 MPa. L’analyse des causes fondamentales a révélé la présence d’un certain nombre de sources de contrainte accrue dans la zone en question. Bien que chacune des sources de contrainte accrue n’ait peut-être pas suffi à causer la naissance d’une crique de fatigue, une contrainte nominale élevée en présence d’un certain nombre de ces sources de contrainte accrue a probablement réduit à néant toute marge de sécurité intrinsèque, ce qui a causé la formation de criques de fatigue dans certaines aubes. 

2.3.2  Bien qu’il soit peut-être impossible d’éliminer toutes les sources de contrainte accrue cernées dans le cadre de l’analyse des causes fondamentales, la solution la plus efficace est de retravailler la conception de l’aube de turbine BP afin que cette dernière soit conforme aux pratiques de conception actualisées de RR. L’on pourra ainsi retrouver des marges de sécurité pouvant supporter les variations de contrainte qui proviennent d’autres sources.

État du moteur

2.3.3  Dans l’ensemble, le moteur 7825 (201) était en bon état. Les paliers et les joints ne présentaient aucun signe de problème (comme le moteur 7818 [205]). Le disque de la turbine BP du moteur 7825 était dans un état semblable à celui du moteur 7818, et le déséquilibre de sa masse était inférieur à celui de 7818. Par conséquent, les forces du déséquilibre agissant sur les paliers du disque de la turbine BP étaient moindres dans le cas du moteur 7825. Le moteur 7818 a produit une poussée suffisante pour permettre à l’avion de monter à un régime moteur de 85 % pendant environ neuf minutes, puis il a tourné au ralenti pendant trois autres minutes durant l’approche directe à l’AFP, avant qu’il ne soit coupé après l’atterrissage. Si l’on tient compte du fait que le moteur 7825 était dans un état semblable au moteur 7818 et qu’il produisait une bonne poussée par rapport au régime moteur, il est donc raisonnable de supposer que le moteur 7825 aurait produit une poussée de montée à un régime moteur de 85 % pendant au moins neuf minutes.

Fréquences de vibration

2.3.4  Le déséquilibre de la masse pendant la rotation du disque de turbine BP aurait entraîné une interaction dynamique entre le moteur et la cellule qui s’est propagée par les supports du moteur, alors que le déséquilibre de la masse en rotation a déclenché les caractéristiques naturelles de réaction de la cellule. Les fréquences de vibration auraient varié en fonction du régime moteur, puisque la fréquence de rotation et la force centripète auraient aussi changé en fonction du régime moteur. Les vibrations ressenties par P1 et P2 dans le poste de pilotage étaient la réaction naturelle de la cellule au déséquilibre du moteur qui tournait et non le reflet direct de l’état du moteur.

Origine de la fumée aperçue avant l’arrêt du moteur

2.3.5  Le déséquilibre de la masse du disque de la turbine BP aurait causé un léger fléchissement de l’arbre de la turbine BP à l’arrière du palier de la turbine BP. La force centripète a augmenté proportionnellement au régime moteur, ce qui a fait fléchir davantage l’arbre de la turbine BP. À un moment donné, il semble que le fléchissement ait été suffisant pour causer une légère fuite aux joints avant et arrière du corps de palier arrière (paliers des turbines BP et HP). L’huile qui s’est ainsi échappée du joint avant serait entrée dans le conduit d’antigivrage et se serait déplacée vers l’avant avant d’être éjectée par le nez en ogive du moteur. De là, une partie de l’huile mélangée à l’air serait entrée dans le système de pressurisation de la cabine, ce qui expliquerait l’odeur d’huile qu’a signalée P2. L’huile qui a ruisselé du joint arrière se serait mélangée à l’air de refroidissement BP réchauffé, et elle aurait brûlé en partie avant d’être rejetée par les sorties d’évacuation de l’air de refroidissement de la turbine BP qui sont situées dans la partie inférieure droite de l’avion. La fumée se serait déplacée vers l’arrière pour se mélanger au gaz d’échappement, ce qui aurait donné l’impression à Zulu 22 que la fumée sortait du moteur. La présence de fumée était probablement une réaction directe du déséquilibre de la masse qui a causé une fuite aux joints d’huile lorsque le régime moteur a augmenté; elle ne reflétait pas l’état d’un moteur qui se détériorait.

Origine de la fumée présente après l’arrêt du moteur

2.3.6  Tel qu’il a été mentionné précédemment, la fumée provenait probablement d’une fuite d’huile du corps de palier des turbines BP et HP, et cette huile avait brûlé en partie au contact de l’air de refroidissement réchauffé de la turbine BP, avant d’être rejetée à l’extérieur. Lorsque Zulu 22 a signalé que la fumée était revenue, environ deux minutes et deux secondes après l’arrêt du moteur, le régime moteur était inférieur à 15 % et le moteur s’était considérablement refroidi. Par conséquent, les conditions permettant à l’huile de produire de la fumée n’étaient pas présentes à ce moment. Comme le retour de la fumée coïncidait avec la tentative de rallumage du moteur et que rien ne prouve que la fumée pouvait provenir d’une autre source, les responsables de l’enquête ont déterminé que la fumée était probablement attribuable à des restes de carburant non brûlé qui étaient éjectés de la tuyère. 

2.3.7  Comme rien ne porte à croire qu’il y avait une fuite de carburant, le robinet de carburant BP devait être ouvert (ON) et la manette des gaz devait être réglée au ralenti ou tout juste au-dessus de la vitesse de ralenti pour que du carburant puisse s’échapper de la tuyère. Par conséquent, le retour de la fumée à ce moment-là indique que le robinet de carburant BP était ouvert (ON) et que la manette des gaz se trouvait au moins au ralenti (voir le paragraphe 2.4.13).

Régime moteur croissant

2.3.8  Après la perte d’une aube de turbine BP, l’équipage navigant a réglé la manette des gaz à un régime moteur de 86 %. Au cours des 160 secondes qui ont suivi, le régime moteur a augmenté au rythme d’environ 0,019 % par seconde jusqu’à 89 %. Ensuite, pendant 35 secondes, le régime a augmenté plus rapidement au rythme de 0,11 % par seconde pour atteindre 93 %. Les essais en vol ont indiqué que l’augmentation du régime moteur n’était pas liée au changement d’altitude et de vitesse durant la montée.

2.3.9  De plus, une analyse de la position de la manette des gaz par rapport au régime moteur dans des conditions environnementales semblables a permis d’établir qu’il aurait fallu pousser la manette (de la main gauche) à un rythme d’environ 0,07 mm par seconde (15 s pour un déplacement de 1 mm) pendant les premières 160 secondes, puis à un rythme de 0,4 mm/s (3 s pour un déplacement de 1 mm) pendant 35 secondes, jusqu’à ce que l’on coupe le moteur. Les responsables de l’enquête estiment qu’il est improbable qu’un pilote puisse déplacer aussi peu la manette à un rythme constant pendant si longtemps. Par conséquent, on estime qu’il est probable que l’augmentation du régime moteur soit attribuable à une raison mécanique.

2.3.10  Dans le poste de pilotage, la manette des gaz est reliée à une tringlerie rigide qui suit le côté gauche de l’avion jusqu’à ce qu’elle se trouve vis‑à‑vis le FCU; elle dévie ensuite vers l’intérieur pour se raccorder au FCU. Comme la friction des manettes n’était pas réglée de manière à bloquer tout mouvement, il est probable que les vibrations de la cellule et du moteur, causées par le déséquilibre du disque de turbine BP qui déplaçait le moteur de gauche à droite (vu de l’avant) au rythme de la rotation du moteur, aient provoqué une faible sollicitation vers l’avant et vers l’arrière de la manette des gaz par l’entremise de la tringlerie. Il est peu probable que le mouvement de la tringlerie dans les deux directions ait été parfaitement équilibré. Par conséquent, un léger déséquilibre de la friction ou du jeu de la tringlerie de la manette se déplaçant vers l’avant et vers l’arrière aurait pu déplacer la manette vers l’avant très lentement de manière constante. Les mouvements dans une même direction auraient fini par s’accumuler pour déplacer la manette et, dans ce cas-ci, la pousser pour faire augmenter le régime moteur. Une manette se déplaçant elle‑même vers l’avant au rythme qu’a enregistré le MAD n’aurait pu être perçue par le pilote, qui aurait seulement pu constater une augmentation du régime moteur sur le panneau de surveillance moteur.   

2.3.11  L’augmentation du régime moteur était probablement attribuable à une interaction mécanique entre la cellule ou le moteur et la tringlerie de la manette des gaz, à cause des vibrations de la cellule ou du moteur provoquées par le déséquilibre de la masse de la turbine BP à la suite de la défaillance et de la perte d’une aube. Il est probable que, après avoir réglé le régime moteur à 86 %, l’équipage navigant n’ait pas remarqué que le régime moteur augmentait très lentement, car il était occupé à gérer la situation d’urgence.

Synthèse de l’état du moteur

2.3.12  L’enquête a permis de déterminer que le moteur 7825 (201) était en bon état, tout comme le moteur 7818 (205). Le moteur 7818 a produit une poussée de montée à un régime moteur de 85 % pendant neuf minutes. Par conséquent, il est probable que le moteur 7825 aurait également produit une poussée normale à un régime moteur de 85 % pendant neuf minutes s’il n’avait pas été coupé trois minutes et 46 secondes après la défaillance de l’aube de turbine BP.

2.3.13  L’équipage navigant a ressenti des vibrations toujours croissantes dans le poste de pilotage. Elles étaient provoquées par une augmentation lente non détectée du régime moteur. P1 et P2 ont associé les vibrations croissantes à une détérioration de l’état du moteur. Lorsque l’ailier a signalé une traînée de fumée derrière le moteur, les vibrations ont aussi augmenté considérablement, ce qui a confirmé leur perception que l’état du moteur se détériorait rapidement, mais les responsables de l’enquête ne croient pas que c’était le cas.

2.3.13.1  N’étant pas en mesure de vérifier l’état réel du moteur et se fiant uniquement aux instruments moteur et aux voyants du panneau annonciateur qui indiquaient un comportement normal du moteur, l’équipage navigant a surfait la perception voulant que l’état du moteur se détériorait jusqu’à ce qu’il en vienne à croire que le moteur était sur le point de subir une panne catastrophique.  

2.3.13.2  L’enquête a permis de déterminer que l’équipage navigant a perçu qu’une panne moteur catastrophique était sur le point de se produire. Par conséquent, il a cru qu’il était nécessaire de couper le moteur.

Profil de plané

2.3.14  En vol plané, le taux de descente de l’avion est estimé à 2 NM/1000 pi d’altitude [11], mais, en fait, l’avion accidenté a obtenu un taux de descente légèrement supérieur, c’est-à-dire 2,12 NM/1000 pi. Dans le paragraphe 2.3.12, on a établi que le moteur aurait probablement produit une poussée normale à un régime de 85 % pendant au moins neuf minutes. Comme le moteur a été coupé trois minutes et 46 secondes après la défaillance de l’aube de turbine BP, il est probable que le moteur aurait produit une poussée utile pendant cinq autres minutes et 14 secondes. Par conséquent, comme le repère final se trouvait à 2500 pi AGL du point où le moteur a été coupé (30 NM de CYOD), Zulu 21 aurait intercepté le profil de plané de manière à atteindre le repère final, duquel il pouvait effectuer un atterrissage en toute sécurité, si l’arrêt du moteur avait été retardé de deux minutes.

2.4 Procédures d’urgence et listes de vérifications du Hawk

2.4.1  Les instructions d’exploitation d’aéronef (IEA) du Hawk, le document C‑12‑HWK-000/MB‑000 et la liste de vérifications du pilote, le document C‑12‑HWK-000/MC-000, ne donnent pas la même définition des expressions « atterrir dès que possible » et « atterrir dans les plus brefs délais », tel que le présente le tableau 5.

 Atterrir dès que possibleAtterrir dans les plus brefs délais

Instructions d’exploitation d’aéronef

[TRADUCTION]

Atterrir à l’aérodrome le plus près pouvant convenir à l’atterrissage, compte tenu de la gravité de l’urgence, des conditions météorologiques et des installations d’aérodrome.

La situation d’urgence est moins pressante; il n’est peut-être pas nécessaire d’atterrir immédiatement.

Liste de vérifications du pilote

[TRADUCTION]

Atterrir au premier endroit permettant d’effectuer un atterrissage en toute sécurité.

Le pilote détermine à son gré le site d’atterrissage et la durée du vol.

Tableau 5 : Définition des expressions « atterrir dès que possible » et « atterrir dans les plus brefs délais ».

2.4.2  Nombre des procédures d’urgence (pages rouges des listes de vérifications), mais non toutes, se terminent par l’expression « atterrir dès que possible » ou « atterrir dans les plus brefs délais ». P1 croyait que le problème moteur était la rupture d’une aube de turbine BP pour lequel il n’existe aucune procédure d’urgence comme telle. La procédure qui convient probablement le mieux à la rupture d’une aube de turbine BP est la liste de vérifications à exécuter en cas de panne moteur. Cette dernière ne commande pas d’atterrir dès que possible ni d’atterrir dans les plus brefs délais. P2 croyait que le mauvais fonctionnement du moteur était attribuable à une saute de régime, pour laquelle la liste de vérifications indique d’atterrir dans les plus brefs délais.

2.4.3  Après le présent accident, la liste de vérifications à exécuter en cas de panne moteur a été modifiée, et une liste de vérifications en cas de problèmes mécaniques du moteur a été ajoutée. Les deux listes de vérifications donnent des directives précisant les critères pour effectuer un atterrissage dès que possible et un atterrissage dans les plus brefs délais, selon la nature du problème moteur. La liste de vérifications en cas de dommages mécaniques du moteur donne maintenant une procédure en cas de rupture des aubes du moteur.     

Choix de l’aérodrome d’urgence : CYOD ou CYLL

2.4.4  CYOD compte trois pistes (12 600 pi, 10 000 pi et 8270 pi), tandis que CYLL comprend une seule piste de 5579 pi (annexe C). En outre, CYOD est un aéroport auquel l’équipage navigant est habitué; il lui offrait un circuit d’atterrissage forcé bien connu ainsi que des services d’intervention en cas d’écrasement, de lutte contre les incendies et de secours. L’aéroport de Bonnyville (CYBF), situé à 16 milles marins au sud-ouest de CYOD, présentait une solution moins souhaitable en matière de piste : une seule piste ayant une longueur de 4433 pi et une largeur de 75 pi. P1 et P2 ont brièvement envisagé de s’y dérouter, mais ils ont jugé qu’il serait dangereux d’y atterrir, compte tenu de la distance d’atterrissage que ce dernier aérodrome offrait et celle dont ils avaient besoin.

2.4.5  L’enquête a permis de déterminer que, si P1 et P2 s’étaient déroutés à destination de CYLL et qu’ils avaient exécuté un profil de plané identique à celui de CYOD, ils auraient gagné suffisamment d’altitude pour atteindre le repère supérieur, inférieur ou final.    

2.4.6  Les responsables de l’enquête ont analysé les données de course à l’atterrissage du Hawk pour CYLL en fonction de la configuration et de la masse de l’avion, d’une vitesse d’atterrissage de 135 nœuds, d’une force de freinage maximale et des conditions météorologiques prévalant le jour de l’accident. Les calculs ont permis de déterminer que l’avion avait besoin d’une plus grande distance pour atterrir que celle qu’offrait CYLL, et ce, avec ou sans parachute‑frein. Les données sur la distance de la sortie en bout de piste variaient de 400 pi à 2000 pi, selon que le parachute-frein était déployé ou non et selon le point où P1 et P2 auraient posé l’avion sur la piste après en avoir franchi le seuil, lequel point était situé au plus au tiers de la longueur de piste disponible (inclusivement), tel que le prescrit le MFP du Hawk [12].

2.4.7  En atterrissant sur une piste courte à CYLL, P1 et P2 se seraient exposés à un risque d’éjection au sol et à basse vitesse, faisant ainsi augmenter le risque de blessures ou de décès pour un ou les deux pilotes. L’enquête a permis de déterminer que la décision de P1 et P2 voulant qu’ils se déroutent vers CYOD était raisonnable.

Tentatives de rallumage du moteur

2.4.8  Les responsables de l’enquête ont déterminé que deux tentatives de rallumage du moteur avaient probablement été faites après l’arrêt du moteur, et que l’ailier avait signalé la présence de flammes lors de la dernière tentative.

2.4.9  P1 a exécuté la procédure de panne mécanique du moteur et fermé le robinet BP (figure 2, paragraphe 1.1.9). Les données du MAD ont confirmé que les dispositifs d’allumage ont été déclenchés 27 secondes après l’arrêt du moteur. L’enquête a permis de déterminer que le déclenchement du dispositif d’allumage s’est produit dans le cadre d’une tentative de rallumage à froid puisque le régime moteur était suffisant (figure 12). Pour effectuer le rallumage à froid, on a enfoncé le bouton de rallumage et placé la manette des gaz au ralenti. 

Figure 12 : Procédure de rallumage à froid extraite de la liste de vérifications à l’intention des pilotes du Hawk, C-12-HWK-000/MC-000, révision, version principale et modifiée 6.

2.4.10  P2 ne connaissait pas cette dernière procédure, et il avait commencé à annoncer la liste de vérifications de la procédure de rallumage assisté. En raison d’un manque de communication, analysé en détail un peu plus loin (paragraphes 2.4.17 à 2.4.24), P2 n’était pas au courant de la tentative de rallumage à froid.

2.4.11  La tentative de rallumage à froid a échoué, car P1 avait fermé le robinet BP (OFF) précédemment, conformément à la procédure en cas de problème mécanique du moteur figurant sur la liste de vérifications. P1 a exécuté les premières étapes de la procédure de rallumage à froid, mais il est fort probable qu’il n’ait pas effectué toute la procédure en question, car cette dernière commande de ramener complètement la manette des gaz pour couper le moteur si aucun rallumage ne se produit.

2.4.12  P1 a ensuite remarqué que le robinet BP était fermé (OFF) et il a réglé ce dernier à la position « ON ». La manette des gaz était fort probablement toujours réglée au ralenti et, maintenant que le robinet BP était ouvert, le carburant a commencé à circuler et à se transformer en vapeur qui était éjectée de la tuyère. À ce moment-là, l’ailier a signalé que de la fumée s’échappait de nouveau du moteur, car il a présumé à tort que les vapeurs de carburant étaient de la fumée.

2.4.13  P1 a signalé à P2 que le robinet BP était fermé (OFF), et ce dernier a été replacé à la position « ON ». P2 a recommencé à annoncer la procédure de rallumage assisté (figure 13) du début, pendant que P1 exécutait les commandes. Durant la procédure de rallumage assisté, lorsque P1 enfonçait le bouton de rallumage, un surplus de carburant prenait feu en synchronisation avec la sollicitation des dispositifs d’allumage, et des flammes sortaient de la tuyère par intermittence. L’ailier a immédiatement signalé la présence des flammes.

Figure 13 : Procédure de rallumage assisté extraite de la liste de vérifications à l’intention des pilotes du Hawk, C-12-HWK-000/MC-000, révision, version principale et modifiée 6.

2.4.14  P1 et P2 ont immédiatement mis un terme à la tentative de rallumage, tandis que P1 exécutait la procédure en cas de problème mécanique du moteur, car les deux membres d’équipage navigant croyaient que le moteur était lourdement endommagé.

2.4.15  L’enquête a permis de déterminer que, compte tenu du bon état relatif du moteur, rien ne porte à croire que le moteur ne se serait pas rallumé si l’une ou l’autre des procédures de rallumage avait été exécutée comme il se doit. 

Intervention en cas de problème moteur – PHAM

2.4.16  Les responsables de l’enquête ont examiné les interventions de P1 et de P2 ainsi que les procédures qu’ils ont suivies durant la situation d’urgence, afin de déterminer tout problème possiblement lié aux performances humaines dans l’aviation militaire (PHAM). On a procédé à un examen de la communication entre les membres d’équipage, c’est-à-dire la gestion des ressources dans le poste de pilotage, pour déterminer son incidence sur la façon dont P1 et P2 ont géré l’urgence.

2.4.17  P1 était convaincu qu’une défaillance des aubes de turbine BP s’était produite, tandis que P2 croyait qu’il s’agissait d’une saute de régime. Ni l’un ni l’autre n’a discuté du problème moteur afin d’en confirmer la cause ou de décider de la liste de vérifications à exécuter.   

2.4.18  P1 a effectué un délestage des charges électriques sans en informer P2. Ce dernier a avisé P1 qu’un voyant d’avertissement de l’amortisseur de lacet s’était allumé sur le panneau annonciateur, ce qui était attribuable au délestage des charges effectué par P1. P1 a alors informé P2 de la mesure qu’il avait prise.

2.4.19  Lorsque la décision de couper le moteur a été prise, P1 a suivi la procédure en cas de problème mécanique moteur sans que P2 remette la liste de vérifications en question ou y donne suite. P2 ne savait pas que le robinet BP avait été réglé à la position « OFF ».

2.4.20  P1 et P2 ont ensuite décidé de rallumer le moteur; ni l’un ni l’autre n’a abordé la question de la liste de vérifications à suivre. P1 a suivi la procédure de rallumage à froid, tandis que P2 a commencé à annoncer la procédure de rallumage assisté. Toutefois, le moteur ne s’est pas rallumé, car le robinet BP était fermé (OFF).  

2.4.21  P2 ne savait pas que la procédure de rallumage à froid avait été exécutée. P2 consultait une autre liste de vérifications et, par conséquent, ne pouvait pas offrir son appui à l’exécution de la procédure de rallumage à froid. Lorsque la tentative de rallumage à froid n’a pas mené au démarrage du moteur, P1 a fort probablement oublié de ramener la manette des gaz pour couper le moteur, et P2 n’a pas été en mesure d’apporter son appui pour remédier à la situation à l’aide d’une liste de vérifications. 

2.4.22  P1 s’est ultérieurement rendu compte que le robinet BP était fermé (OFF), et il a réglé celui-ci à la position « ON » pour l’ouvrir, tout en informant P2 de ce fait. P2 a recommencé à annoncer la procédure de rallumage assisté du début, tandis que P1 exécutait les commandes. Comme le robinet BP était maintenant ouvert et que la manette se trouvait au ralenti, du carburant a commencé à s’échapper de la tuyère, ce qui a porté l’ailier à croire que « la fumée était revenue ». Une fois le bouton de rallumage enfoncé, le surplus de carburant s’est partiellement enflammé. L’ailier a signalé la présence de flammes, et P1 et P2 ont interrompu leur procédure de rallumage du moteur. Aucune autre tentative de rallumage n’a été faite.

2.4.23  L’équipe chargée de l’enquête a déterminé que les problèmes de communication entre P1 et P2 durant la situation d’urgence ont entraîné l’échec des tentatives de rallumage du moteur.   

Évaluation visuelle du profil de plané

2.4.24  Même si P1 et P2 pouvaient se fier au DME et au radar de l’ATC, l’équipage navigant a signalé qu’il ne s’était pas servi de ces appareils pour évaluer le profil de plané avant de tenter un atterrissage forcé; il avait plutôt procédé à une évaluation visuelle.

2.4.25  Tel qu’il est précisé dans les paragraphes 1.18.5 à 1.18.11, le MFP du Hawk mentionne que pour déterminer la distance maximale de plané, il faut calculer la distance de vol à l’aide du meilleur moyen disponible (DME, radar ou visuellement). Un DME ou un radar permet de calculer cette distance en divisant la distance à parcourir de moitié, en multipliant le résultat par 1000, puis en ajoutant l’altitude en pieds MSL du repère visé.

2.4.26  Le MFP ne souligne pas certaines erreurs importantes propres à l’évaluation visuelle du profil de plané. Le MFP décrit certains points à prendre en considération au moment de l’évaluation visuelle du profil de plané, mais il ne donne pas d’explication quant aux répercussions que peuvent avoir divers paramètres de vol sur une estimation visuelle du profil de plané.

2.4.27  Le manuel indique que la méthode visuelle est fondée sur une évaluation du mouvement de la piste par rapport à un point fixe du pare-brise et que, sur une courte période de temps, on devrait pouvoir juger si la piste se déplace vers le haut ou vers le bas en fonction de cette position. Il signale également que pour atteindre chaque repère, l’aéronef doit être en mesure de planer au-delà de la piste, selon une distance appropriée au repère.

2.4.28  Pour atteindre le repère supérieur, le MFP indique que l’aéronef doit être en mesure de planer au-delà de la piste sur une distance d’environ 10 NM, tandis que pour atteindre le repère inférieur, cette distance doit être de 6 NM. Le MFP n’indique pas la distance à respecter pour atteindre le repère final, ce que les responsables de l’enquête ont établi à environ 3 NM.

Évaluation visuelle – panne moteur

2.4.29  Les facteurs ayant une incidence sur l’évaluation visuelle en cas de panne moteur sont :

a.  Jusqu’à ce que l’aéronef soit établi sur une trajectoire de plané stable à vitesse constante, le pilote aura une fausse impression de la distance sur laquelle l’aéronef peut planer. Lors du présent accident, l’avion était en légère montée et évoluait à une vitesse plus élevée que les 190 nœuds recommandés pour un vol plané. Par conséquent, P1 et P2 auraient procédé à une évaluation visuelle trop optimiste quant à leur capacité d’atteindre CYOD.

b.  Une fois l’avion établi en fonction des paramètres de plané, toute sollicitation en tangage modifiera le point de visée, en le rapprochant ou en l’éloignant, et l’erreur ainsi induite sera exacerbée sur une distance franchissable accrue.

c.  Pour déterminer visuellement si un aéronef peut atteindre un repère donné, l’aéronef doit être en mesure de planer jusqu’au point au-delà de la piste qui est propre au repère en question. Le point au‑delà de la piste doit être estimé visuellement, ce qui ajoute une autre incertitude à cette méthode d’évaluation.

2.4.30  L’enquête a permis de déterminer que la méthode d’évaluation visuelle du profil de plané menant à un atterrissage forcé comporte fondamentalement des problèmes : l’incertitude liée à la détermination d’un point fixe dans le pare-brise, l’incidence de petites sollicitations en tangage sur la distance que doit apparemment parcourir l’aéronef en vol plané et la nécessité pour le pilote d’estimer un point au-delà de la piste. Ces exemples montrent bien qu’il est très difficile pour un pilote d’évaluer avec précision si un aéronef peut atteindre un repère donné ou non, à l’aide d’une seule évaluation visuelle (l’annexe E présente une autre analyse de la méthode d’évaluation visuelle).

Évaluation visuelle – moteur en marche

2.4.31  Voici les facteurs ayant une incidence sur une évaluation visuelle lorsque le moteur est en marche :

a.  Lorsque le moteur est en marche, le HUD fonctionne; un vecteur vitesse et une échelle de tangage sont donc disponibles aux fins de référence.

b.  L’utilisation du vecteur vitesse du HUD réduit les risques d’erreur au moment de déterminer visuellement le point au sol que l’aéronef pourrait atteindre. Toutefois, il faut faire une estimation visuelle de la distance de plané pour atteindre un point au-delà de la piste, afin de déterminer si l’appareil peut atteindre un repère donné (l’annexe E présente une autre analyse de la méthode d’évaluation visuelle).

Contribution de l’évaluation visuelle à l’arrêt du moteur

2.4.32  Dans le cadre du présent accident, P1 et P2 ont déterminé leur profil de plané visuellement et ils croyaient qu’ils étaient près du profil de plané leur permettant d’atteindre la piste. En fait, l’avion se trouvait à une altitude d’environ 4000 pi sous le profil obtenu par calcul qui leur aurait permis d’atteindre le repère final, et ce résultat ne tenait pas compte des manœuvres ni de la sortie du train d’atterrissage et des volets.   

2.4.33  L’enquête a permis de déterminer que si P1 et P2 avaient poursuivi leur montée pendant environ deux minutes, l’avion aurait intercepté le profil de plané lui permettant d’atteindre le repère final. Si P1 et P2 avaient calculé leur profil de plané au moyen du DME au lieu de la méthode d’évaluation visuelle, ils auraient su l’altitude minimale à respecter pour atteindre un repère et réussir leur atterrissage forcé. Ils auraient peut-être envisagé de maintenir le moteur en marche jusqu’à ce qu’ils atteignent l’altitude convenant à l’exécution d’un atterrissage forcé.

Évaluation visuelle – résumé

2.4.34  Les responsables de l’enquête ont déterminé que lors d’une évaluation visuelle, d’importantes erreurs se glissent dans le calcul du profil de plané de l’aéronef, ce qui a probablement contribué au fait que P1 et P2 ont coupé le moteur prématurément. Il s’agit d’une méthode moins efficace que celle préconisant l’utilisation de la distance établie au moyen d’un DME ou d’un radar pour calculer un profil de plané menant à un atterrissage forcé. Comme la détermination du profil de plané est importante, le pilote se doit d’utiliser des données réelles sur la distance à parcourir pour calculer le profil de plané de l’appareil, si de tels renseignements s’offrent à lui. Les moyens visuels devraient seulement être utilisés en dernier recours, lorsqu’aucun autre moyen plus précis n’est disponible.

Éjection

2.4.35  En franchissant 10 000 pi MSL en descente, P1 et P2 étaient conscients qu’ils n’avaient pas gagné suffisamment d’altitude pour atteindre l’une des pistes de CYOD, et qu’ils devraient par conséquent s’éjecter. Néanmoins, la liste de vérifications pour la procédure d’éjection volontaire n’a pas été exécutée, même s’il restait assez de temps pour le faire. À 5000 pi MSL (3000 pi AGL), il restait 33 secondes à P1 et à P2 avant d’atteindre l’altitude d’éjection minimale de 4000 pi MSL (2000 pi AGL) [13]. Toutefois, l’enquête a révélé que P1 et P2 portaient toute leur attention à des éléments ne figurant pas sur la liste au lieu de s’éjecter à, ou au-dessus de, l’altitude minimale d’éjection.

Figure 14 : Procédure d’éjection volontaire extraite de la liste de vérifications à l’intention des pilotes du Hawk C-12-HWK-000/MC-000, révision, version principale et modifiée 6.

2.4.36  P1 a enlevé sa montre-bracelet et l’a placée dans la poche de sa combinaison de vol. Cette mesure a nui au balayage visuel de l’extérieur de l’avion et du poste de pilotage, notamment celui de l’altimètre de secours. De plus, P1 a confondu la valeur de 2000 pi MSL figurant à l’altimètre de secours pour l’altitude minimale d’éjection de 2000 pi AGL, ce qui a retardé davantage la décision de s’éjecter.

2.4.37  Durant cet instant critique, P1 a demandé à P2 de récupérer la bande vidéo dans le magnétoscope du poste de pilotage qui contenait toutes les données visuelles (HUD) et sonores, et de la ranger avant de s’éjecter. P2 s’est alors affairé à récupérer la bande vidéo et à la ranger dans la poche inférieure droite de son pantalon anti-g, dont le rabat est fixé au moyen d’une bande Velcro. Ce geste a nui au balayage visuel que P2 faisait de l’extérieur et de l’intérieur de l’appareil, car il a porté son attention à la console des instruments située à l’arrière, sur la droite, où se trouvait le magnétoscope. Il a perdu de précieuses secondes à déverrouiller la porte du magnétoscope, à récupérer la bande vidéo, à verrouiller de nouveau la porte et à ranger la bande vidéo dans la poche de son pantalon anti-g.  

2.4.37.1  Le personnel navigant n’a pas à récupérer les dispositifs de stockage des données avant l’éjection, et aucune liste de vérifications ne le prescrit. De plus, les responsables de l’enquête n’ont pas été en mesure de relever un autre cas historique au cours duquel un tel dispositif de stockage des données a été récupéré avant l’éjection. Par conséquent, les responsables de l’enquête comprennent mal que P1 et P2 n’aient pas porté toute leur attention à la préparation d’une éjection sécuritaire en suivant la liste de vérifications d’éjection, alors qu’ils disposaient de suffisamment de temps pour le faire.

2.4.37.2  Avant l’éjection, P2 a rangé la bande du magnétoscope dans la poche de son pantalon anti-g. Les responsables de l’enquête ont découvert dans YouTube une vidéo dans laquelle on voit P1 et P2 après l’éjection, debout au bord de la route, attendant les véhicules d’intervention de la 4e Escadre. On constate que P1 demande à P2 s’il a bien la bande vidéo du magnétoscope. Ce dernier touche alors la poche de son pantalon et répond qu’il a bien la bande vidéo. À un moment donné, le matériel ESA a été chargé dans un véhicule de soutien par des personnes non identifiées. Une fois le matériel revenu à l’atelier ESA de la 4e Escadre, les enquêteurs ont demandé la bande magnétoscopique. Celle-ci était manquante, et elle n’a jamais été retrouvée. La disparition de la bande vidéo a empêché les responsables de l’enquête d’analyser l’interaction de P1 et P2 pendant qu’ils géraient la situation d’urgence.

2.4.38  Enfin, P2 était réticent à s’éjecter, car il n’aurait plus la maîtrise de la situation, c’est-à-dire qu’il ne pourrait pas prévoir l’aboutissement de l’éjection et qu’il serait à la merci d’un dispositif d’éjection fonctionnant automatiquement. Cette réticence peut aussi avoir contribué à retarder la décision de s’éjecter jusqu’à ce qu’il se trouve à moins de 2000 pi AGL.

2.4.39  Les responsables de l’enquête ont déterminé qu’il restait suffisamment de temps pour l’exécution de la liste de vérifications appropriée lorsqu’il est devenu évident qu’une éjection volontaire serait nécessaire. P1 et P2 auraient dû porter leur attention à l’éjection imminente et non à des éléments personnels qui ne font pas partie de la liste de vérifications. En raison de ces distractions, P1 et P2 se sont éjectés à une altitude se situant entre 2350 pi et 2550 pi MSL ou, selon le rapport d’enquête du CETA sur les systèmes d’équipage, entre 550 pi et 750 pi AGL, ce qui est bien inférieur à l’altitude minimale recommandée de 2000 pi AGL.  

2.5 Aptitude au vol

Fatigue

2.5.1  De nombreux facteurs associés à une fatigue intense et chronique ont été évalués : manque de sommeil chronique, récents troubles du sommeil, périodes de veille prolongées avant l’accident, multiples changements de fuseaux horaires avant l’accident ou travail de nuit. Toutefois, l’enquête a révélé que la fatigue n’était pas un facteur contributif à l’accident dans le cas de P1 comme de P2.

Aptitudes physique et mentale au vol de P1

2.5.2  P1 a été interdit de vol à deux reprises dans les mois qui ont précédé le présent accident. Après l’interdiction de vol, aucun dossier ne rend compte de rendez-vous de suivi pour une nouvelle évaluation, et aucun document n’indique que P1 a été examiné de nouveau ou que l’interdiction de vol a été levée. P1 n’a pas consulté un fournisseur de soins de santé dans les semaines précédant l’accident, mais il a été examiné quatre jours après le présent accident pour le même problème de santé que celui qui avait déjà mené aux interdictions de vol.

2.5.3  Conformément à l’article 1, chapitre 9, du document B‑GA‑100‑001/AA‑000, les membres d’un équipage navigant qui ne sont pas aptes au vol sur le plan médical doivent être examinés par un médecin de l’air avant de pouvoir reprendre le vol. Cette consigne est continuellement rappelée aux pilotes tout au long de leur carrière, et ce, dès la phase d’instruction initiale. Une fois qu’un membre d’équipage est interdit de vol ou autorisé à reprendre le vol, les services de santé des Forces canadiennes lui donnent un billet CF2018, qu’il doit remettre à la chaîne de commandement de son unité dans le but principal d’informer les planificateurs des opérations et les superviseurs des vols. Dans certains cas exceptionnels, les fournisseurs des services de santé peuvent permettre aux pilotes de lever « eux-mêmes » leur interdiction de vol, mais il faut que ce fait soit clairement indiqué dans le dossier médical et sur le billet CF2018 des services de santé des Forces canadiennes. Néanmoins, rien dans le dossier médical de P1 n’indique que l’interdiction de vol avait été levée, que celui-ci pouvait reprendre son service aérien ou qu’il pouvait lui-même lever l’interdiction de vol. Il n’y avait aucun billet CF2018 des services de santé des Forces canadiennes concernant les interdictions de vol en question.

2.5.4  P1 a respiré de l’oxygène pur (100 %) dans l’avion accidenté, afin de mieux se sentir pendant le vol. L’article 1, chapitre 9, du document B‑GA‑100‑001/AA‑000 indique qu’un membre du personnel navigant ne doit pas monter à bord d’un aéronef sans l’approbation préalable d’un médecin militaire des Forces canadiennes s’il se sent anormalement fatigué ou s’il souffre d’une blessure ou d’une maladie physique ou psychologique (sauf s’il s’agit d’une petite coupure, écorchure, etc.)

2.5.5  L’échantillon de P1 qui a été prélevé aux fins d’analyse toxicologique a révélé la présence de diphénhydramine, un antihistaminique courant en vente libre, qui est souvent pris de nuit. Aucun document n’atteste qu’un médecin a remis une ordonnance à P1 l’autorisant à prendre de la diphénhydramine et à mener des activités aériennes. L’article 2, chapitre 9, du document B‑GA‑100‑001/AA‑000, indique qu’un membre du personnel navigant peut seulement prendre sous supervision des médicaments (d’ordonnance et en vente libre), des médicaments brevetés et des préparations pharmaceutiques autorisés par un médecin militaire. L’article 3 est encore plus direct et stipule clairement qu’un membre du personnel navigant ne peut en aucun cas être autorisé à monter à bord d’un aéronef, lorsqu’il prend des médicaments, sans une autorisation préalable du médecin de l’air. On ne sait pas à quel moment P1 a ingéré de la diphénhydramine, mais compte tenu de la concentration détectée lors des analyses toxicologiques, il est probable que le médicament a été ingéré de 12 à 36 heures avant l’accident.

2.5.6  Dans l’ensemble, le recours à l’oxygène durant le vol et la confirmation d’une concentration de diphénhydramine lors des analyses toxicologiques ont permis aux enquêteurs de conclure que P1 souffrait probablement d’un problème de santé qu’il n’a pas signalé aux autorités médicales. 

2.5.7  Conformément à la directive à l’intention du médecin de l’air (DMA) 1900‑01, Médicaments – Personnel navigant, la diphénhydramine ne convient pas au personnel navigant en raison de ses effets sédatifs et anticholinergiques. Même si les patients ne ressentent pas ses effets sédatifs, la diphénhydramine peut avoir un effet néfaste sur leur attention, leur mémoire, leur vigilance et leur perception de la vitesse. Ces effets persisteront jusqu’au jour suivant l’ingestion du médicament.

2.5.8  Avant et après l’accident, un médecin de l’air a prescrit à P1 un médicament approuvé pour son problème de santé. Le personnel navigant est autorisé à prendre ce médicament sous la supervision d’un fournisseur de soins de santé qualifié. Les analyses toxicologiques de P1 n’ont pas détecté ce médicament approuvé.   

2.5.9  L’enquête n’a pas permis de conclure en toute certitude dans quelle mesure le rendement de P1 a été touché par l’utilisation non autorisée de diphénhydramine durant le vol en cause. Néanmoins, les ordonnances courantes interdisent au personnel navigant de prendre ce médicament, car il entraîne une diminution des performances humaines reconnue comme étant incompatible au pilotage sécuritaire et efficace. N’empêche, on peut dire que les lacunes en matière de PHAM durant le vol en cause (la décision de couper le moteur alors que l’avion se trouvait à 4000 pi sous le profil d’atterrissage forcé, les tentatives de rallumage du moteur non coordonnées et non réussies, la mauvaise évaluation du profil d’atterrissage forcé, l’exécution de procédures ne figurant pas sur la liste de vérifications avant l’éjection, l’omission d’exécuter la procédure d’éjection et l’éjection sous l’altitude d’éjection prescrite) correspondent aux agissements d’une personne sous l’emprise de la diphénhydramine.

Aptitudes physique et mentale au vol de P2

2.5.10  Le résultat des analyses toxicologiques de P2 était normal. L’enquête a permis de déterminer que P2 était apte au vol au moment de l’accident.

Soutien aéromédical

2.5.11  Le médecin de l’air qui a traité P1 avant l’accident n’a pas indiqué dans le dossier que P1 devait revenir le consulter avant de reprendre le vol. De plus, le médecin de l’air a décidé d’écrire ses notes médicales à la main au lieu de les inscrire dans le dossier électronique, comme il se doit.

2.5.12  Pour cette raison, aucun billet CF2018 des services de santé des Forces canadiennes n’a permis de documenter l’interdiction de vol, et il n’a pas été possible de déterminer si un tel billet a été imprimé et remis au membre, afin que ce dernier le présente à son unité. Un billet CF2018 manuscrit des services de santé des Forces canadiennes a peut-être été remis à P1 afin qu’il le présente à son unité, mais le billet en question n’a pas été numérisé ni ajouté à son dossier médical.

Prévention de la consommation de substances constituant un danger pour l’aviation

2.5.13  Une analyse statistique des données du Système de gestion des événements liés à la sécurité des vols (SGESV) de la Direction de la sécurité des vols (DSV) indique que les facteurs humains jouent un rôle dans environ 45 % des événements aériens et 80 % des événements au sol, soit environ 63 % de l’ensemble des événements [14]. Au fil des ans, l’ARC a déployé des efforts considérables pour atténuer la menace que les facteurs humains constituent pour l’exécution de la mission. Pour ce faire, elle compte sur les efforts incessants d’organisations comme la DSV, le Centre de médecine environnementale des Forces canadiennes et le Directeur – Gestion du programme d'équipement aérospatial (Avions-écoles et chasseurs) 6 (DPEAGAEC 6) ainsi que sur des programmes comme la Gestion des ressources de l’équipage, le Plan de vol 97 et les PHAM. Pourtant, la contribution de l’élément humain dans les événements liés à la sécurité des vols de l’ARC demeure presque inchangée en ces temps modernes; il n’y a pas de panacée unique. Par conséquent, il est toujours très difficile de réduire l’incidence humaine sur les événements à l’aide d’une seule grande formule. Il faut plutôt adopter une approche progressive modeste qui cible des points précis dans le spectre des performances humaines. La conformité aux ordonnances, à la réglementation et aux instructions permanentes d’opérations (IPO) est l’un des pas dans la bonne direction qui entraîne de profondes répercussions.

2.5.14  Les ordonnances, la réglementation et les IPO régissent la façon dont le personnel mène les opérations aériennes ou les appuie. Par exemple, certaines ordonnances traitent de l’instruction, des qualifications et du maintien des compétences. Le personnel des normes vérifie périodiquement la documentation afin d’assurer leur application. D’autres ordonnances traitent de l’exécution des tâches. On veille à leur application au moyen de contrôle périodique comme un vol de vérification des compétences annuel, un vol de vérification en vue du passage à une catégorie supérieure ou des programmes d’assurance de la qualité. En outre, l’état du matériel est également confirmé en fonction de critères rigoureux et de cycles d’inspection, comme la collecte quotidienne d’échantillons de carburant d’aviation. Toutefois, en ce qui concerne l’évaluation de l’intégrateur essentiel de tous les éléments d’une opération aérienne dans son ensemble, c’est-à-dire la personne, sa santé physique et mentale peut être évaluée par une autorité médicale aussi peu souvent qu’une seule fois sur une période d’un à cinq ans, selon sa profession.

2.5.15  Même si, parmi une myriade d’autres paramètres, l’aéronef et les conditions météorologiques sont vérifiés quotidiennement avant d’entreprendre les opérations aériennes, il n’y a aucune vérification quotidienne rigoureuse des performances humaines d’une personne avant que cette dernière utilise un outil ou démarre un moteur. Par exemple, les superviseurs des vols doivent s’assurer que le personnel navigant est qualifié et possède les compétences qui lui permettront d’accomplir la tâche [15]. Toutefois, dans la pratique, l’autorisation de vol est souvent accordée en vertu d’un programme de vol approuvé qui exclut l’interaction courante entre l’autorité d’approbation et le personnel navigant.

2.5.16  Compte tenu des avancées dans l’équipement moderne de l’ARC et du fait que la personne est essentielle à l’instruction en préparation des opérations aériennes, à leur planification, à leur appui et à leur exécution, l’œuvre collective devrait porter sur une optimisation des performances humaines qui se traduirait par des gains d’efficacité opérationnelle. Même si P1 n’a pas respecté une ordonnance bien connue en ayant recours à l’automédication avant la tenue d’opérations aériennes, les preuves et les recherches suggèrent que son comportement n’est pas unique. 

2.5.17  Outre le présent accident, il y a plusieurs cas récents pour lesquels une enquête sur la sécurité des vols a permis d’établir que la consommation de substances présentant un danger pour l’aviation était contraire aux ordonnances, à la réglementation et, dans certains cas, aux lois établies :

a.  atterrissage dur d’un Griffon en février 2011, SGESV 146017;

b.  collision d’un Griffon avec des fils en février 2012, SGESV 151471;

c.  atterrissage dur d’un Griffon en juillet 2012, SGESV 153131;

d.  appontage d’un Sea King en janvier 2014, SGESV 159212;

e.  quasi-abordage d’un Harvard en avril 2014, SGESV 160189.

2.5.18  De février à avril 2009, la Direction générale, Recherche et analyse (Personnel militaire), a mené une étude sur le dépistage anonyme de drogues à l’échelle des Forces canadiennes [16], c’est-à-dire les 22 bases des Forces canadiennes. L’étude a démontré que, parmi les 1442 échantillons recueillis, la prévalence de consommation récente de drogues illicites chez les militaires à temps plein était de 4,2 % (4,8 % chez les hommes et 1,1 % chez les femmes). Ce taux était de 6,5 % chez les militaires du rang subalternes (c’est‑à‑dire les milliers de techniciens qui font l’entretien de nos aéronefs) contre 1,4 % chez les officiers. Dans la Marine, le taux de prévalence était plus élevé (4,9 %) que dans la Force aérienne (3,6 %), mais le rapport a signalé que cette différence n’était pas importante du point de vue statistique. De récentes données indiquent que l’ARC comprend 3540 membres au sein de son personnel navigant, 5763 membres au sein de son personnel de maintenance ainsi que 1124 contrôleurs aérospatiaux et pompiers [17]. Par conséquent, en fonction des données obtenues dans le cadre de l’étude, 438 membres de l’ARC ayant une classification d’emploi directement lié aux opérations aériennes obtiendraient un résultat positif à un test de dépistage de drogues illicites et auraient probablement une déficience cognitive à tout moment.

2.5.19  Le dépistage anonyme de drogues à l’échelle des Forces canadiennes a également permis de déterminer que la drogue utilisée le plus couramment était la marijuana. Les tests de l’étude ne visaient pas les stéroïdes anabolisants, l’alcool, les médicaments d’ordonnance ni les médicaments sans ordonnance (en vente libre), et toutes ces substances peuvent avoir un effet néfaste sur les performances humaines. Par conséquent, si l’on sait que le taux de prévalence de drogues illicites de 4,2 % représente uniquement les utilisateurs qui ont obtenu un résultat positif à une date donnée, et que l’étude n’aurait pas permis de dépister tous les consommateurs de drogues illicites, et si l’on sait que les tests ne visaient pas les autres drogues courantes qui peuvent aussi nuire aux performances humaines, les responsables de l’enquête croient qu’il est raisonnable de conclure que le vrai taux d’utilisation de substances présentant un danger pour l’aviation à tout moment est supérieur à 4,2 % ou, en termes absolus, que le nombre d’utilisateurs au sein du personnel de l’ARC est supérieur à 438.

2.5.20  De même, en 2008, le Directeur général – Recherche et analyse (Personnel militaire), a effectué un Sondage sur la santé et le style de vie (SSSV) dans les Forces canadiennes [18]. Le SSSV a permis d’établir que, dans les 12 mois qui l’ont précédé, 20 % des 2175 répondants ont déclaré avoir consommé des quantités dangereuses d’alcool, 59 % ont obtenu des médicaments sur ordonnance ou non d’un pharmacien civil, 14 % ont signalé avoir consommé des substances destinées à augmenter la performance et 3 % ont consommé de la marijuana. Ces résultats confirment la conclusion de la présente enquête mentionnée précédemment voulant que le vrai taux d’utilisation de substances présentant un danger pour l’aviation à tout moment soit supérieur à 4,2 %. Dans le contexte de l’ARC, ces drogues peuvent avoir une incidence sur les PHAM, si elles ne sont pas prises sous une supervision médicale appropriée des Forces canadiennes.

2.5.21  Le cumul des résultats du dépistage anonyme de drogues à l’échelle des Forces canadiennes de 2009 et du SSSV de 2008 indique que plus de 4,2 % des membres des Forces canadiennes participant aux opérations aériennes ou les appuyant sont sous l’influence à tout moment de substances présentant un danger pour l’aviation. Les constatations des analyses toxicologiques faites dans le cadre du présent accident et d’autres événements récents sont des indicateurs manifestes de l’utilisation de ces substances dangereuses. Toutefois, elles sont uniquement mises en évidence après un accident. Les données sur les événements signalées précédemment indiquent clairement que l’utilisation de ces substances se poursuit de nos jours, malgré la mise en place d’ordonnances, du Programme des Forces canadiennes sur le contrôle des drogues, de programmes d’éducation et de sensibilisation et de l’accès à des soins de santé. Le Chef d’État-major de la Défense n’a pas désigné le personnel de l’ARC menant des opérations aériennes ou les appuyant comme étant titulaire de postes critiques pour la sécurité[19] et, par conséquent, le dépistage de drogues pour des raisons de sécurité, ou toute autre forme de dépistage aléatoire de drogues, ne se fait pas régulièrement au sein des l’ARC.

2.5.22  Conscient de l’incidence que peut avoir la consommation de drogues sur l’aviation civile, le département des Transports des États-Unis a mis en œuvre un programme de dépistage aléatoire de drogues et d’alcool en 1994. L’étude a démontré qu’à la suite des tests, les résultats positifs avaient chuté de 1,76 % à 0,82 % sur une période de 14 ans [20]. En 2008, à la suite de 97 277 tests, les résultats positifs avaient également diminué de 2,15 %, lors des tests effectués avant l’emploi, à 0,82 % une fois que les employés étaient assujettis au programme de dépistage aléatoire de drogues. En 2008 également, les tests effectués après un accident ont établi un taux de consommation de drogues de 1,24 %, c’est-à-dire 0,50 % de plus que le taux de base de 0,82 % des tests aléatoires, ce qui indique que la consommation de n’importe quelle drogue semble être un facteur de risque d’accident. Pour ce qui est des substances que peuvent dépister les tests aléatoires dans le contexte des Forces canadiennes, une spectrométrie de masse d’un échantillon d’urine peut facilement relever la présence de drogues illicites, de médicaments en vente libre, comme de la diphénydramine, d’alcool, de substances interdites et de toute autre substance jugée dangereuse pour l’aviation, selon l’autorité de médecine aérospatiale.

2.5.23  En 2007, un document de travail sur le dépistage de drogues illicites dans les Forces canadiennes se penchait sur la documentation disponible et présentait des conclusions sur le dépistage de drogues [21]. L’efficacité du dépistage de drogues n’a pas été prouvée hors de tout doute, mais le document ne traitait pas tout particulièrement de l’influence des facteurs humains sur l’aviation. Les responsables de la présente enquête en sont toutefois venus à une conclusion intéressante en étudiant le document; à l’exception du dépistage effectué par le Département des Transports américain, il semble y avoir très peu de documentation scientifique qui établit une corrélation directe entre la consommation de drogues et le taux d’accident. La plupart des documents d’orientation juridiques et scientifiques traitent de la prévention des accidents de manière désuète, en se penchant sur la cause directe et sur l’effet plutôt que sur l’importance de gérer les conditions préalables à un accident, comme l’aptitude cognitive du personnel. Les accidents sont causés par la présence de plusieurs facteurs préalables qui semblent anodins et qui, à eux seuls, ne provoqueraient pas un accident. L’élimination d’un seul de ces facteurs, ou le simple fait de réduire la dimension du trou du modèle du fromage suisse établissant la causalité des accidents [22], de M. James Reason, peut éviter qu’un accident se reproduise. Par conséquent, il faut déployer des efforts en vue de réduire le risque pour la sécurité que comporte la consommation de substances présentant un danger pour l’aviation.

2.5.24  Voici les avantages découlant d’un programme dynamique de dépistage aléatoire de drogues :

a.  prévenir les blessures causées par une déficience cognitive;

b.  protéger les collègues de travail de la personne concernée;

c.  sauvegarder le matériel et les ressources;

d.  protéger le grand public;

e.  préserver la santé de la personne concernée en lui présentant un diagnostic et un traitement efficaces.  

2.5.25  En résumé, l’aviation et les activités aériennes de l’ARC sont complexes. Alors que la technologie s’améliore, les aéronefs et les outils servant à leur entretien deviennent de plus en plus fiables. Toutefois, on ne peut pas en dire autant des humains dont la faillibilité doit être mise à l’épreuve sur tous les fronts, car les facteurs humains demeurent la plus importante cause d’accidents et d’incidents aéronautiques. Malgré des programmes modernes de contrôle, d’éducation et de réglementation, aucune grande avancée n’a été réalisée dans la lutte contre la dégradation du rendement cognitif. C’est un fait que les opérations des Forces canadiennes, notamment aériennes, sont menées par des personnes dont les performances humaines sont dégradées à cause de la consommation de substances interdites présentant un danger pour l’aviation. Ces substances ne comprennent pas seulement des drogues illicites, mais aussi l’alcool, des stéroïdes anabolisants et des médicaments sur ordonnance ou en vente libre. Même les effets subtils de ces substances peuvent être amplifiés par la fatigue, une légère hypoxie, une tension mentale, un stress physique et l’environnement; ces facteurs font couramment partie des opérations aériennes de l’ARC, en vol ou au sol.

2.5.26  Le comportement humain et les performances humaines ne sont pas aussi faciles à quantifier que les autres sciences. Le lien direct entre la consommation de substances présentant un danger pour l’aviation et les événements aéronautiques ne fait pas l’objet d’études approfondies, même s’il est clair qu’un tel lien existe. Les responsables de l’enquête considèrent qu’il est également clair que le dépistage aléatoire de substances dangereuses réduit ce risque bien connu, car il modifie le comportement d’une personne, atténue le risque de blessures pour la personne concernée, ses collègues de travail et le grand public, sauvegarde les ressources pour leur utilisation ultérieure et améliore la probabilité de succès de la mission.

2.6 Équipement de survie d’aviation

Éjection

2.6.1  P1 a mentionné qu’un grand vide en forme de triangle s’était formé dans son harnais et qu’il avait été exposé à un claquement des élévateurs durant l’éjection.

2.6.2  Le poids suspendu de P1 et de P2 respectait l’enveloppe de poids publiée. Le taux de descente verticale sous voilure de P1 et de P2 a été estimé à 26 pi/s, et la vitesse combinée, à 32 pi/s par vent nul. Lors de toutes les autres éjections d’avions Hawk, des taux de descente supérieurs à la Norme militaire avaient été consignés; des mesures de prévention recommandaient de remplacer le parachute GQ1000.

2.6.3  P1 et P2 ont atterri dans une zone marécageuse et sur un sol relativement mou, ce qui a considérablement atténué les forces d’impact au sol. Comme P1 n’a pas été en mesure de larguer sa trousse de survie, il est important de souligner que son taux de descente plus élevé aurait pu lui causer des blessures aux membres inférieurs s’il avait atterri sur un sol dur.

2.6.4  L’enquête a permis de déterminer qu’un plan d’atténuation est mis en œuvre pour installer des trousses de survie à largage automatique et pour remplacer le HCS de 2e génération par un HCS de 5e génération. Ces deux mesures devraient atténuer la probabilité de blessures au personnel navigant durant l’éjection, causées par un claquement des élévateurs, réduire ou éliminer la formation d’un grand vide en forme de triangle dans les bretelles du harnais et diminuer l’impact au sol à l’atterrissage. Le risque de blessures découlant de l’éjection et de taux de descente élevés en parachute sera fort probablement réduit à des limites acceptables de sécurité.

Largage de la trousse de survie

2.6.5  P1 et P2 ont eu de la difficulté à larguer leur trousse de survie respective. P2 a largué sa trousse de survie après avoir tâtonné pour trouver l’un des connecteurs latéraux et enfoncé les deux boutons. P1 a tenté à plusieurs reprises mais en vain de trouver les connecteurs et de larguer sa trousse de survie. Les connecteurs latéraux peuvent être difficiles à repérer, surtout après une éjection qui provoque une grande désorientation, ce qui fait qu’il est peu probable que le personnel navigant soit en mesure de larguer sa trousse de survie.

2.6.6  L’enquête a révélé que, si le mécanisme de largage de la trousse de survie avait été un simple levier que l’on tire ou un mécanisme de largage automatique, P1 et P2 auraient eu plus de temps pour se préparer à l’atterrissage en parachute.

2.6.7  La mise en œuvre d’une capacité de paquetage de siège largué automatiquement pour tous les appareils Hawk devrait commencer le 1er septembre 2014 et devrait être achevée d’ici le 1er octobre 2015.

Radiobalise de localisation – déploiement et modification du câble d’antenne

2.6.8  Une autorité de conception a été déléguée à FAMB à l’égard de l’avion, y compris du siège éjectable. La collectivité opérationnelle était préoccupée par l’absence d’une radiobalise à déclenchement automatique et l’on a demandé à FAMB d’intégrer un tel système qui se déclencherait lors de la séparation du siège et de son occupant.  

2.6.9  Bien que le DPEAGAEC 6 soit prêt à donner des commentaires techniques sur toute question liée à l’ESA, les mesures de coordination et l’approbation de navigabilité technique incombent à l’ingénieur concepteur principal de FAMB. Le DPEAGAEC 6 gère un nombre limité d’articles d’ESA utilisés dans la flotte des CT155 (casques, GSVS et combinaisons anti‑g). Tous les autres articles d’ESA sont gérés par FAMB. Ainsi, l’ingénieur concepteur principal de FAMB détermine, coordonne, assure le suivi et mène à bien toutes les modifications de conception apportées à l’ESA de la flotte des Hawk. Si une modification de conception a une incidence sur l’équipement géré par le DPEAGAEC 6, alors ce dernier est intégré à la boucle en tant que partie intéressée.

2.6.10  FAMB a effectué tout le travail de conception, de mise à l’essai et de mise en service de la radiobalise de localisation. Lors de la mise en œuvre initiale, le câble d’antenne restait dans le paquetage de siège, mais après l’accident du 14 mai 2004, on a constaté que l’ATC ne recevait pas le signal radio émis sur une fréquence de 121,5 MHz ou 243,0 MHz. Dans un cas comme dans l’autre, on n’aurait pas dû s’attendre à ce que l’ATC capte les signaux émis sur une fréquence de 121,5 MHz et 243 MHz, compte tenu de leur faible puissance. On a cru que la transmission des signaux n’était pas adéquate parce que le câble d’antenne se trouvait dans le paquetage de siège. Par contre, la plus grande partie de la puissance était toujours réservée à l’envoi du signal sur la fréquence de 406 MHz.

2.6.11  Pour s’assurer qu’une partie suffisante du câble d’antenne soit exposée, on a augmenté sa longueur déployée à 43 pouces. L’on croit maintenant que même si le câble d’antenne avait été bien exposé, l’ATC n’aurait pas capté les signaux émis sur une fréquence de 121,5 MHz ou 243 MHz, compte tenu de leur faible puissance sur ces fréquences.

2.6.12  Par mesure de précaution supplémentaire, outre la radiobalise de localisation dans le paquetage de siège, le personnel navigant occupant le siège avant transporte une radiobalise personnelle de localisation dans la poche gauche de son GSVS, afin de faciliter le travail de recherche et de sauvetage des secouristes. La radiobalise personnelle de localisation continuera d’être transportée par le personnel navigant jusqu’à ce que la trousse de survie soit modifiée pour comprendre un dispositif de déclenchement automatique.

2.6.13  À l’éjection, le long câble d’antenne claquant dans l’écoulement d’air a cinglé P2. Même si P2 n’a pas été blessé, le câble d’antenne battant a fissuré sa visière extérieure et déchiré le tissu de sa combinaison anti-g. P1 n’a pas été blessé par le câble d’antenne battant. 

2.6.14  À la suite du présent accident, on a modifié la séquence de déploiement du câble d’antenne de 43 pouces de manière à ce que celui-ci se déploie seulement lors du largage de la trousse de survie. Ce changement dans la configuration permet de s’assurer que le déploiement du câble d’antenne se produit plus tard dans la séquence d’éjection et que l’antenne se déploie plus loin du pilote, afin d’atténuer la possibilité que le câble d’antenne frappe le pilote.

2.7 Autre ESA

2.7.1  L’enquête a permis de relever les écarts suivants concernant l’ESA :

a.  les trousses de survie de P1 et de P2 contenaient des comprimés de Tylénol© dont la date de péremption de 2009 était dépassée;

b.  les deux GSVS contenaient des lampes stroboscopiques MS2000, qui auraient dû être remplacées par des lampes stroboscopiques Firefly 3, conformément au message des Forces canadiennes CMDTA MPF 055, diffusé le 21 août 2008 à 15 h 44 Z;

c.  un GSVS Beaufort MK30 a été endommagé lorsque des éclats du CDM ont pénétré l’enveloppe de la vessie et le flotteur gonflé à la bouche, réduisant à 70 minutes la durée de flottaison du personnel navigant portant le GSVS.

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3. CONCLUSIONS

3.1 Constatations

3.1.1  Les aubes de turbine BP du moteur Adour avaient un problème connu de criquage par fatigue dans la pointe aiguë de la partie arrière du col de l’emplanture. (1.6.4, 1.6.11, 1.18.1, 2.2.1)

3.1.2  Le criquage par fatigue d’une aube de turbine BP a causé la rupture de cinq aubes de turbines BP avant que celles-ci n’atteignent la limite de leur durée de vie utile nominale de 2000 heures. (1.6.13, 2.2.2)

3.1.3  Des modifications ont été apportées aux composants du moteur Adour pour régler le problème de criquage des aubes de turbine BP, mais en vain. La durée de vie nominale des aubes de turbine BP a donc été réduite à 500 heures. (1.6.3, 1.6.5, 2.2.3)

3.1.4  Les IEA du Hawk et la liste de vérifications du pilote ne donnent pas la même définition des expressions « atterrir dès que possible » et « atterrir dans les plus brefs délais ». (1.1.7, 2.4.1)

3.1.5  P1, P2 et l’élève-pilote étaient qualifiés pour mener la mission et leurs compétences étaient à jour. (1.5)

3.1.6  Rien dans le dossier médical de P1 n’indiquait que l’interdiction de vol avait été levée, que celui-ci pouvait reprendre son service aérien ou qu’il pouvait lui-même lever l’interdiction de vol. (1.13.3, 2.5.3)

3.1.7  P1 a mené la présente mission sans avoir obtenu une autorisation d’un médecin de l’air des Forces canadiennes alors qu’il était atteint d’un problème de santé, contrairement à l’article 1, chapitre 9, du document B‑GA‑100‑001/AA‑000. (1.13.3, 2.5.3)

3.1.8  L’analyse toxicologique a révélé la présence de diphénhydramine dans l’échantillon fourni par P1. (1.13.2, 2.5.5)

3.1.9  Le personnel navigant n’est pas autorisé à consommer de la diphénhydramine en raison de ses effets sédatifs et du fait qu’elle cause une diminution de la concentration qui entraînent une déficience cognitive ayant un effet néfaste sur l’attention, la mémoire, la vigilance et la perception de la vitesse, même si l’utilisateur ne ressent pas ces effets sédatifs (1.13.2, 2.5.7)

3.1.10  P1 a mené sa mission sous l’emprise de la diphénhydramine sans avoir d’abord obtenu une autorisation du médecin de l’air, contrairement à l’article 2, chapitre 9 du document B-GA-100-001/AA-000. (1.13.2, 2.5.5, 2.5.6)

3.1.11  L’enquête n’a pas permis de conclure en toute certitude dans quelle mesure le rendement de P1 pendant le vol en cause a été touché par la consommation non autorisée de diphénhydramine. (1.13, 2.5.9)

3.1.12  Les lacunes en matière de PHAM durant le vol en cause (la décision de couper le moteur alors que l’avion se trouvait à 4000 pi sous le profil d’atterrissage forcé, les tentatives de rallumage du moteur non coordonnées et non réussies, la mauvaise évaluation du profil d’atterrissage forcé, l’exécution de procédures ne figurant pas sur la liste de vérifications avant l’éjection, l’omission d’exécuter la procédure d’éjection et l’éjection sous l’altitude d’éjection prescrite) correspondent aux agissements d’une personne sous l’emprise de la diphénhydramine. (1.13.3, 2.5.4 - 2.5.9)

3.1.13  La planification de la mission, le démarrage du moteur, la circulation au sol, la course au décollage, le décollage et les exercices de mise en action précédant la mission se sont déroulés sans incident. (1.1)

3.1.14  Durant le premier exercice de MEC, une aube de turbine BP du moteur équipant Hawk 155201 s’est rompue à cause d’une défaillance matérielle, ce qui a causé de légers dommages à d’autres aubes de turbine BP. (1.1.6, 2.3.1, 2.3.3)

3.1.15  Dès le premier signe d’un problème de moteur, P1 a mis le cap sur CYOD, effectué une légère montée et amorcé les procédures d’intervention en cas d’urgence. (1.1.7, 1.11.1, 2.3.14)

3.1.16  Au lieu d’obtenir la distance à franchir d’un DME ou du radar pour calculer avec plus de précision leur profil de vol plané en vue d’un atterrissage forcé à CYOD, P1 et P2 ont eu recours à une technique d’évaluation visuelle. (1.1.8, 2.4.24)

3.1.17  Les aubes de turbine BP ont produit un déséquilibre de la masse, provoquant des vibrations qui ont gagné la tringlerie de la manette des gaz, ce qui a causé une augmentation du régime moteur, passant de 85 à 93 %. Le régime moteur plus élevé a fait augmenter les vibrations moteur que ressentaient P1 et P2. (1.1.9, 2.3.10, 2.3.11)

3.1.18  P1 et P2 n’ont pas remarqué que le régime moteur avait augmenté pour atteindre 93 %. En raison de la dégradation perçue du moteur, ils ont décidé de couper le moteur sous l’altitude du profil de vol plané nécessaire à un atterrissage forcé. (1.1.9. 1.1.11, 1.1.12, 2.3.11, 2.3.13)

3.1.19  P1 et P2 ont tenté de suivre deux procédures de rallumage moteur, mais des erreurs dans l’exécution de la liste de vérifications ont mené à l’échec des tentatives de rallumage moteur. (1.1.11, 2.4.9, 2.4.16, 2.4.23)

3.1.20  P1 et P2 n’ont pas exécuté la liste de vérifications en préparation de l’éjection même s’ils avaient suffisamment de temps pour le faire. (1.1.12, 2.4.35)

3.1.21  Avant l’éjection, P1 a demandé à P2 de retirer la bande vidéo qui se trouvait dans le magnétoscope du poste de pilotage et qui contenait toutes les données visuelles (HUD) et sonores. P2 a rangé la bande vidéo dans la poche inférieure droite de son pantalon anti-g, dont le rabat est fixé au moyen d’une bande Velcro. Une telle mesure n’est pas conforme à la liste de vérifications en préparation d’une éjection volontaire du Hawk. (2.4.37, 2.4.37.1)

3.1.22  P1 et P2 se sont éjectés à une altitude de 550 pi à 750 pi AGL, laquelle est bien inférieure à l’altitude minimale recommandée de 2000 pi AGL, car ils ont été distraits par des éléments personnels qui ne faisaient pas partie de la liste de vérifications, comme ranger une montre-bracelet et la bande vidéo du HUD. (1.1.12, 2.4.39)

3.1.23  P1 a subi de légères blessures durant l’éjection à cause des éclats du CDM servant à briser la verrière, le claquement des élévateurs, la formation d’un vide en forme de triangle dans les bretelles de son harnais et la mauvaise position de ses jambes qui n’étaient pas plaquées contre la partie avant du siège tout juste avant l’éjection. (1.1.14, 1.6.21, 1.13.1, 2.6)

3.1.24  P2 a subi de légères blessures durant l’éjection à cause de la mauvaise position de ses jambes qui n’étaient pas plaquées contre la partie avant du siège tout juste avant l’éjection. Le câble d’antenne de 43 pouces de longueur de sa radiobalise personnelle de localisation battait dans l’écoulement d’air; il a fissuré sa visière extérieure et lacéré le tissu de sa combinaison anti-g. (1.15.2, 2.6.13)

3.1.25  Après l’éjection, P1 n’a pas été en mesure de repérer les connecteurs et de larguer sa trousse de survie. (1.1.15, 2.6.5)

3.1.26  Une vidéo téléchargée dans YouTube montre P2 qui touche la poche de sa combinaison anti-g pour confirmer à P1 qu’il a bien la bande vidéo du magnétoscope sur lui. La bande vidéo a ensuite disparu, probablement au moment où l’ESA a été rangé à l’arrière du véhicule de soutien stationné près du lieu de l’accident. (2.4.37.2)

3.1.27  La disparition de la bande vidéo a nui à l’analyse des enquêteurs sur la façon dont l’équipage est intervenu durant la situation d’urgence. (2.4.37.2)

3.1.28  L’ARC n’a mis en place aucun programme de dépistage aléatoire de drogues. (2.5.21)

3.1.29  Un test de dépistage de drogues après un accident ne constitue pas un moyen de dissuasion efficace pour contrer la consommation de drogues. (2.5.21, 2.5.22)

3.1.30  Au moins 4,2 % des membres des Forces canadiennes consomment des drogues illicites. Si l’on tient compte de la consommation de drogues courantes, comme l’alcool, les stéroïdes, les médicaments en vente libre et les médicaments qui sont consommés sans la supervision d’une autorité médicale des Forces canadiennes, le pourcentage des membres des Forces canadiennes qui ont potentiellement une déficience cognitive à tout moment est supérieur à 4,2 % ou, en ce qui concerne plus particulièrement la Force aérienne, on peut estimer que plus de 438 membres sont touchés. (2.5.18, 2.5.19, 2.5.20)

3.1.31  Le dépistage aléatoire de drogues a efficacement réduit à 0,82 % la consommation de drogues illicites au sein d’une population donnée. (2.5.22)

3.2 Facteurs contributifs

Actes dangereux

3.2.1  P1 et P2 n’ont pas remarqué que le régime moteur avait augmenté pour atteindre 93 %. En raison de la dégradation perçue du moteur, ils ont décidé de couper le moteur sous l’altitude du profil de vol plané nécessaire à un atterrissage forcé, et ce, sans vérifier les instruments disponibles indiquant les performances moteur. (1.1.9. 1.1.11, 2.3.11, 2.3.13.2)

3.2.2  P1 et P2 ont tenté de suivre deux procédures de rallumage moteur, mais des erreurs dans l’exécution de la liste de vérifications ont mené à l’échec des tentatives de rallumage moteur à cause d’un problème de communication interne dans le poste de pilotage (PHAM). (1.1.11, 2.4.9, 2.4.24)

Facteurs contributifs latents

3.2.3  Durant le premier exercice de MEC, une aube de turbine BP du moteur équipant Hawk 155201 s’est rompue à cause d’une défaillance matérielle, causant de légers dommages à d’autres aubes de turbine BP. (1.1.6, 2.3)

3.3 Autres constatations

3.3.1  Le RGRN relatif au parachute principal GQ1000 et visant la mise en service d’une trousse de survie à largage automatique et d’un HCS de 5e génération permettra probablement d’atténuer le risque à un niveau de sécurité acceptable. (1.15.3, 1.15.4, 2.6.4, 2.6.7)

3.3.2  Le signal émis par la radiobalise de localisation sur une fréquence de 406 MHz était suffisamment puissant, mais des trous dans la couverture satellite LEOSAR ont entraîné un retard d’une heure et douze minutes dans la réception du signal. (1.15.10 - 1.15.14, 2.6.10, 2.6.11)

3.3.3  Par mesure de précaution supplémentaire, le personnel navigant occupant le siège avant transporte une radiobalise personnelle de localisation dans la poche gauche de son GSVS, afin de faciliter le travail de recherche et de sauvetage des secouristes. (1.15.18, 2.6.12)

3.3.4  Les IEA du Hawk et la liste de vérifications du pilote donnent actuellement les éléments de la liste de vérifications à suivre en cas de panne moteur ou de problème mécanique du moteur, notamment des directives pour effectuer un atterrissage dès que possible et un atterrissage dans les plus brefs délais, selon la nature du problème moteur. (1.1.7, 2.4.3)

3.3.5  Les deux trousses de survie contenaient des comprimés de Tylénol© dont la date de péremption de 2009 était dépassée. (1.15.7, 2.7.1)

3.3.6  Les deux GSVS contenaient des lampes stroboscopiques MS2000, qui auraient dû être remplacées par des lampes stroboscopiques Firefly 3, conformément au message des Forces canadiennes CMDTA MPF 055, diffusé le 21 août 2008 à 15 h 44 Z. (1.15.7, 2.7.1)

3.3.7  Un GSVS Beaufort MK30 a été endommagé lorsque des éclats du CDM ont pénétré l’enveloppe de la vessie et le flotteur gonflé à la bouche, rendant ce dernier inutilisable. (1.15.5, 2.7.1)

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4.  MESURES DE PRÉVENTION

4.1 Mesures de prévention prises

4.1.1  Mesures correctives concernant les aubes de turbine BP

4.1.1.1  Pour réduire la contrainte exercée dans la zone située sous le plateau, à l’arrière du congé du col d’emplanture de l’aube, la conception de l’aube standard actuelle (réf. AX72453) a été retravaillée. La nouvelle conception de l’aube de turbine BP, réf. AX73185, comprend un contrefort à l’arrière de la zone d’emplanture/d’encoche de la plaque de retenue, ce qui élimine la nécessité d’un dégauchissage à la main.

4.1.1.2  Après le présent accident, la durée de vie nominale de l’aube a été fixée à 400 heures, en fonction d’analyses statistiques. L’inspection d’un échantillonnage comprenant des moteurs totalisant peu d’heures de vol comme de nombreuses heures de vol a permis d’augmenter la durée de vie nominale des anciennes aubes de turbine BP à 500 heures. Deux ensembles d’aubes ont été vérifiés à 500 heures de vol et aucune anomalie n’a été relevée.

4.1.1.3  Les moteurs Adour du CT155 Hawk ont été améliorés grâce à la pose d’aubes de turbine BP de nouvelle conception. On a achevé la modification des aubes de turbine BP le 31 mars 2013.

4.1.1.4  Un programme d’échantillonnage des nouvelles aubes de turbine BP a été lancé pour vérifier les aubes de turbine BP aux 500 heures jusqu’à concurrence de 2000 heures. On s’attend à ce que le programme d’échantillonnage et la certification des aubes à une durée de vie nominale de 2000 heures soient achevés d’ici le 1er mars 2016.

4.1.1.5  On a modifié la liste de vérifications en cas de panne moteur et ajouté une liste de vérifications en cas de problème mécanique du moteur afin de donner des directives précises quant à l’exécution d’un atterrissage dès que possible ou d’un atterrissage dans les plus brefs délais, selon la nature du problème moteur.

4.1.1.6  Les radiobalises de localisation émettent des signaux conformes aux spécifications du fabricant d’origine, la fréquence de 406 MHz étant utilisée pour émettre le signal principal aux fins de recherche et de sauvetage. Par mesure de précaution supplémentaire, le pilote occupant le siège avant du Hawk transporte une radiobalise personnelle de localisation jusqu’à ce que la trousse de survie du Hawk soit modifiée pour comprendre un dispositif de largage automatique.

4.1.1.7  FAMB a élaboré et mis en œuvre une procédure améliorée pour assurer un suivi des éléments périmés de la trousse de survie. FAMB a également produit une instruction de travail (no 5407), en date du 31 janvier 2012, visant le remballage et le remplacement du contenu de la trousse de survie du Hawk.

4.2 Mesures de prévention recommandées

4.2.1  2 DAC, Instruction de la FA : Modifier l’article 7.06, chapitre 7, du MFP pour ajouter une mise en garde contre l’évaluation visuelle de la distance à franchir en vue de détermine les profils de vol plané en préparation d’un AFP ou d’un atterrissage forcé. Cette méthode devrait être établie comme étant la moins souhaitable.

4.2.2  2 DAC, Instruction de la FA : Modifier les IEA du Hawk pour qu’elles correspondent à la liste de vérifications du Hawk en ce qui concerne la normalisation des expressions « atterrir dès que possible » et « atterrir dans les plus brefs délais », de manière à ce qu’elles soient identiques dans les deux documents.

4.2.3  2 DAC, Instruction de la FA : Examiner le présent accident afin d’élaborer des pratiques relatives aux PHAM lorsque deux pilotes sont aux commandes d’un aéronef qui est habituellement piloté par une seule personne.

4.2.4  1 DAC – A3 Chasseurs : Mettre à jour l’Ordonnance 3-304 de la 1 DAC pour commander aux équipages de ne pas retirer ni tenter de retirer les dispositifs de stockage des données d’un aéronef lors d’un abandon en cas d’urgence. Des tentatives à cet effet peuvent mettre en péril la sécurité du personnel navigant ou mener à la perte des dispositifs de stockage des données en question nuisant ainsi à l’enquête.

4.2.5  Chef du personnel militaire (CPM) : Mettre en œuvre un programme de dépistage aléatoire de drogues pour détecter les consommateurs ainsi que dissuader chez les membres toute consommation de substances présentant un danger pour la sécurité des vols.  

4.2.6  Cmdt CMEFC : Mettre en œuvre un programme de formation périodique à l’intention des fournisseurs assurant les soins de santé du personnel navigant, afin de veiller au maintien des connaissances requises pour offrir un soutien aéromédical sécuritaire et efficace. 

4.2.7  Médecin-chef de la 1 DAC : Mettre en œuvre un examen d’assurance de la qualité du dossier médical du personnel navigant pour fournir au fournisseur de soins de santé des commentaires sur un soutien aéromédical sécuritaire et efficace.

4.2.8  Directeur – Politique de santé, CPM : Élaborer un système permettant de communiquer régulièrement les limitations médicales à l’emploi (y compris toute interdiction de vol) directement à l’unité.

4.3 Autres mesures de sécurité recommandées

4.3.1  2 DAC : Accélérer la mise en service du HCS de 5e génération ainsi que la mise en œuvre de la capacité de largage automatique de la trousse de survie à l’échelle de la flotte des Hawk.

4.3.2  2 DAC : S’assurer que le personnel de l’ATC et que les équipages navigants SAR des Forces canadiennes soient au courant que les signaux du Hawk émis sur une fréquence de 121,5 et de 243,0 MHz sont faibles, et qu’il est préférable de se fier au signal de ralliement beaucoup plus puissant et à plus grande portée de détection émis sur la fréquence de 406 MHz.

4.3.3  FAMB : S’assurer que tous les GSVS du HAWK CT155 sont équipés de lampes stroboscopiques Firefly 3, conformément au message des Forces canadiennes CMDTA MPF 055, diffusé le 21 août 2008 à 15 h 44 Z.

4.3.4  DPEAGAEC 6 : Améliorer le tissu recouvrant la vessie du GSVS Beaufort MK30 de manière à ce qu’il soit beaucoup plus durable et protège le gilet de sauvetage contre tout dommage pouvant être causé par des éclats du CDM.  

4.4 Commentaires du directeur de la Sécurité des vols

Le pilotage militaire s’exécute dans un environnement dynamique et exigeant qui commande au personnel navigant d’exercer son bon jugement, d’utiliser d’excellentes compétences de pilotage et de prendre rapidement des décisions dans des situations très stressantes. Afin d’accomplir la mission efficacement et en toute sécurité, le personnel navigant doit se préparer mentalement et physiquement avant de monter à bord d’un aéronef.

Nos ordonnances, règles et IPO établissent la structure qui nous permet d’être bien préparés mentalement et physiquement, et certaines d’entre elles proscrivent la consommation de médicaments en vente libre et de substances illicites, puisque de telles substances peuvent nuire au rendement physiologique humain. La science est sans équivoque pour ce qui est de l’effet d’une dégradation des performances humaines dans l’aviation. Nos règles sont écrites dans le sang, et le message est simple : respectez les règles.  

J’aimerais également aborder la question du respect des principes des PHAM dans le cadre de nos opérations aériennes. Qu’il s’agisse de la maintenance ou du pilotage de nos aéronefs, y compris des véhicules aériens télépilotés, des PHAM efficientes et pertinentes sont essentielles pour assurer la sécurité et l’efficacité de la mission à accomplir. Une coordination inefficace de l’équipage déclenche et précipite la chaîne d’événements menant à un accident, comme en témoigne l’accident du 10 janvier 1992, alors que les deux pilotes chevronnés d’un CF5 ont été tués en tentant de vérifier si une nacelle avait bien été larguée de l’appareil qui évoluait à 500 pieds AGL. Comment un tel accident a-t-il pu se produire? Les pilotes n’avaient tout simplement pas communiqué efficacement entre eux pour confirmer qui piloterait l’avion afin d’éviter qu’il ne percute le sol et qui vérifierait si la nacelle avait bien été larguée. Au lieu de cela, les deux pilotes ont porté toute leur attention à la nacelle, et l’avion s’est écrasé au sol.

Dans le présent accident d’un avion Hawk, il est clair que les deux pilotes ont eu un problème à communiquer entre eux alors qu’ils géraient l’urgence. Même si l’on ne peut pas confirmer hors de tout doute que l’avion se serait posé en toute sécurité à CYOD, il est évident qu’une bonne communication entre les pilotes aurait amélioré leurs chances de revenir à bon port en toute sécurité.  

Colonel S. Charpentier
Directeur de la Sécurité des vols


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Annexe A : données sur le moteur en fonction de sa durée de fonctionnement

Annexe A, figure 1 : Données sur le moteur extraites du MAD. Le vol est présenté de façon intégrale, jusqu’au moment où le régime moteur chute à moins de 15 %. Le temps représente la durée de fonctionnement du moteur depuis son démarrage. Remarquez qu’il s’est écoulé 3 minutes et 46 secondes entre le moment de la perte d’une aube de turbine BP et l’arrêt du moteur.

EnglishFrançais
Engine Data vs Running Time Données sur le moteur en fonction de sa durée de fonctionnement
NH (%) NH (%)
NL (%) NL (%)
TGT (C) TGT (°C)
LPT blade failure Défaillance de l’aube de turbine BP
Engine shut down Arrêt moteur
RPM (%) Régime moteur (%)
Time (s) Temps
TGT (C) TGT (°C)
17:35:33 UTC 17 h 35 min 33 (UTC)
17:39:19 UTC 17 h 39 min 19 (UTC)
00:03:46 3 min 46

Annexe A, figure 2 : Données sur le moteur extraites du MAD. Les données sont présentées du moment qui précède tout juste la perte d’une aube de turbine BP jusqu’au moment où le régime moteur chute à moins de 15 %. Le temps représente la durée de fonctionnement du moteur depuis son démarrage. Remarquez que la manette des gaz a d’abord été ramenée à environ 82 %, puis poussée en deux étapes distinctes pour atteindre 86 %. Remarquez également que les allumeurs ont été mis en marche (plage bleue) à 11 h 39 min 46, heure locale, c’est-à-dire 27 secondes après l’arrêt du moteur.

EnglishFrançais
Engine Data vs Running Time Données sur le moteur en fonction de sa durée de fonctionnement
NH (%) NH (%)
NL (%) NL (%)
TGT (C) TGT (°C)
LPT blade failure Défaillance de l’aube de turbine BP
Engine shut down Arrêt moteur
Throttle retarded Manette des gaz ramenée
Throttle advances in two distinct increments Manette des gaz poussée en deux étapes distinctes
Igniters activated Mise en marche des allumeurs
RPM (%) Régime moteur (%)
Time (s) Temps
TGT (C) TGT (°C)
17:39:46 UTC 17 h 39 min 46 (UTC)

Annexe A, figure 3 : Données sur le moteur extraites du MAD. Remarquez que, une fois la manette des gaz réglée par le pilote, le régime moteur a continué d’augmenter lentement pendant environ 2 minutes et 40 secondes, passant d’un régime moteur de 86 à 89 %, avant d’augmenter encore plus rapidement au cours des 35 secondes suivantes jusqu’à ce que l’on coupe le moteur alors que ce dernier évoluait à un régime d’environ 93 %. En outre, une analyse approfondie des données sur le régime moteur durant cette période a révélé un bruit dans le signal (+/- 0,1 %), si on compare ces données avec celles recueillies avant la perte d’une aube de turbine BP. On présente également sur le graphique le régime rotor BP (NL), c’est-à-dire le modèle NL. Ce dernier repose sur les données des performances du moteur pendant le vol en question, mais avant la perte d’une aube de turbine BP. Remarquez qu’à partir de 11 h 36 min 4, le NL enregistré ne respecte pas le profil NL attendu et il est extrêmement bruyant, mais il semble revenir à la normale une fois le moteur coupé (représenté par une décroissance exponentielle).

EnglishFrançais
Engine Data vs Running Time Données sur le moteur en fonction de sa durée de fonctionnement
NH (%) NH (%)
NL (%) NL (%)
NL Model Modèle de NL
Slowly increasing NH

Augmentation lente de la NH

Rapidly increasing NH Augmentation rapide de la NH
NL ceases to follow normal NL profile  La NL cesse de suivre le profil normal du modèle de NL 
RPM (%) Régime moteur (%)
 Time Temps 
17:36:04 UTC 17 h 36 min 4 (UTC)
~17:38:44 UTC ~17 h 38 min 44 (UTC)
17:39:19 UTC 17 h 39 min 19 (UTC)

Annexe A, figure 4 : Données sur le moteur extraites du MAD. Remarquez le moment où Zulu 22 informe Zulu 21 de la présence d’une traînée de fumée, c’est-à-dire lorsque les données sur le régime moteur diminuent. De plus, remarquez que le signalement d’une augmentation de la fumée précède tout juste l’arrêt du moteur.

EnglishFrançais
Engine Data vs Running Time Données sur le moteur en fonction de sa durée de fonctionnement
NH (%) NH (%)
NL (%) NL (%)
NL Model Modèle de NL
“Now trailing smoke” Présence d’une traînée de fumée
“Smoke intensifying” Intensification de la traînée de fumée
RPM (%) Régime moteur (%)
Time Temps
17:38:53 UTC 17 h 38 min 53 (UTC)
17:39:17 UTC 17 h 39 min 17 (UTC)

Annexe A, figure 5 : Données sur le moteur extraites du MAD. Données recueillies après la coupure du moteur; les paramètres du moteur suivent un profil de décroissance exponentielle. L’allumage du moteur est tenté lorsque le régime moteur atteint 21 % (27 secondes après l’arrêt du moteur). Le MAD n’enregistre pas la position de la manette des gaz; il est donc impossible de confirmer la tentative de rallumage avec certitude, au moyen de ces données. L’enregistrement des données a pris fin 20 secondes après que le régime moteur a chuté à moins de 15 %.

EnglishFrançais
Engine Data vs Running Time Données sur le moteur en fonction de sa durée de fonctionnement
NH (%) NH (%)
NL (%) NL (%)
TGT TGT
Exponential decay Décroissance exponentielle
Ignition activated through 21% NH Tentative d’allumage à un régime de 21 % (NH)
Recording stops below 15% NH Arrêt de l’enregistrement des données à un régime inférieur à 15 % (NH)
RPM (%) Régime moteur (%)
TGT (deg C) TGT (°C)
Time Temps
17:39:19 UTC 17 h 39 min 19 (UTC)
17:39:46 UTC 17 h 39 min 19 (UTC)
17:39:46 UTC 17 h 39 min 46 (UTC)
17:40:06 UTC 17 h 40 min 6 (UTC)

Annexe A, figure 6 : Données sur le moteur extraites du MAD. Les données sur le régime moteur sont présentées selon la méthode d’ajustement d’une courbe, qui est prolongée jusqu’à un point au-delà de la vaine tentative de rallumage. Lorsque Zulu 22 a communiqué par radio que la fumée était revenue (1 minute et 35 secondes après le déclenchement de l’allumage moteur), on estime que le régime moteur était d’environ 8 %. Lorsque P1 a demandé à Zulu 22 de garder un œil sur la fumée (1 minute et 6 secondes après le signalement que la fumée était revenue), on estime que le régime moteur était d’environ 5 %. Même si ces valeurs sont seulement des estimations, il est évident qu’à 11 h 42 min 27, heure locale, le régime moteur était bien inférieur à la valeur minimale nécessaire (13 %) à l’exécution d’un rallumage à froid.

EnglishFrançais
Post Event Engine RPM vs Time Régime moteur après la défaillance de l’aube en fonction du temps
Actual NH data Données réelles sur la NH
Curve fit NH data with extrapolation Ajustement de la courbe des données de NH par extrapolation
Igniters activated Mise en marche des allumeurs
DAU recording ends Fin de l’enregistrement du MAD
“Smoke returning” Retour de la fumée
“Watch for smoke” Demande de surveiller la fumée
RPM (%) Régime moteur (%)
Time (s) Temps
17:39:46 UTC 17 h 39 min 46 (UTC)
17:39:19 UTC 17 h 39 min 19 (UTC)
17:40:06 UTC 17 h 40 min 6 (UTC)

17:41:21 UTC

17 h 41 min 21 (UTC)
17:42:27 UTC 17 h 42 min 27 (UTC)

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Annexe B : données sur le profil de vol

Annexe B, figure 7 : Données extraites de l’ACMI. On a pu déterminer le profil de vol plané réel de Zulu 21, grâce aux données extraites de l’ACMI. Les paramètres de vol étaient relativement proches des paramètres prescrits de vol plané moteur coupé (185 KIAS et angle d’attaque de 5,5 unités). Au cours de la période durant laquelle l’ACMI a enregistré des données, l’avion a atteint un taux de vol plané de 2,12 NM/1000 pi, ce qui est très près de la valeur prescrite dans les IEA, c’est-à-dire 2 NM/1000 pi.

EnglishFrançais
Zulu 21 Altitude vs Time Altitude de Zulu 21 en fonction du temps
Established on glide parameters – 12686 ft MSL Établi sur les paramètres de vol plané à 12 686 pi MSL
Glide ratio 2.12 nm / 1000 ft Taux de vol plané de 2,12 nm/1000 pi
Zulu 21 ACMI ceased recording – 7830 ft MSL L’ACMI de Zulu 21 cesse tout enregistrement à 7830 pi MSL
10.3 nm 10,3 nm
GPS Altitude (ft MSL) Altitude GPS (pi MSL)
Relative Time (Sec) Temps relatif (s)
17:40:23 UTC 17 h 40 min 23 (UTC)
17:43:10 UTC 17:43:10 UTC

Annexe B, figure 8 : Données extraites de l’ACMI. La ligne magenta représente le profil de vol plané calculé de Zulu 21, si l’on présume que l’équipage de Zulu 21 a maintenu le vol plané moteur coupé prescrit (185 KIAS et un angle d’attaque de 5,5 unités) à la position et à l’altitude auxquelles l’ACMI a cessé d’enregistrer des données jusqu’à la position et à l’altitude auxquelles l’avion a percuté le sol. Les données sur l’impact indiquent que l’avion a heurté le sol alors que son assiette était presque à l’horizontale, à peine inclinée vers la gauche. Comme l’angle de la trajectoire de vol moteur coupé est de 4,7 degrés en piqué, à un angle d’attaque de 5,5 unités, l’avion aurait heurté le sol, en cabré d’environ 1°, les ailes presque à l’horizontale. À partir de ces données, le taux de vol plané moteur coupé a été établi à 2,11 NM/1000 pi, donc fondamentalement une continuité du taux de vol plané extrait de l’ACMI. Représentées graphiquement en parallèle des données de Zulu 21, les données de Zulu 22 permettent d’établir la position relative de chacun des deux appareils. On a calculé que l’éjection s’est produite à 750 pi AGL si l’on se fie à l’heure d’éjection connue. Si l’on admet une variation du taux de vol plané de 2,01 NM/1000 pi à 2,21 NM/1000 pi, l’altitude d’éjection peut varier de +/- 250 pi AGL. Par conséquent, l’altitude d’éjection se situait fort probablement entre 500 et 1000 pi AGL.

EnglishFrançais
Altitude Vs Time Altitude en fonction du temps
Zulu 21 ACMI ceased recording L’ACMI de Zulu 21 cesse tout enregistrement
Zulu 21 ACMI ACMI de Zulu 21
Zulu 21 Calculated Calcul de Zulu 21
Zulu 22 ACMI Acmi de Zulu 22
Glide ratio 2.11 nm / 1000 ft Taux de vol plané de 2,11 nm/1000 pi
Ejection Point Point d’éjection
Ejection altitude 750 +/- 250 ft AGL Altitude d’éjection750 +/- 250 pi AGL
1780 ft MSL 1780 pi MSL
3520 ft MSL 3520 pi MSL
2530 ft MSL 2530 pi MSL

GPS Altitude (feet MSL)

Altitude GPS (pieds MSL)

Relative Time (sec)

Temps relatif (s)

Impact

Impact

17:46:57 UTC

17 h 46 min 57 (UTC)
17:43:10 UTC 17 h 43 min 10 (UTC)

Eject 17:46:27 UTC +/- 12 sec

Éjection à 17 h 46 min 27 (UTC) +/- 12 s

1.7 +/- 0.6 nm

1,7 +/- 0,6 nm

23.04 nm

23,04 nm


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Annexe C : données sur les aérodromes de Cold Lake et de Lloydminster

Annexe C, figure 1 : Renseignements sur l’aéroport de Cold Lake, CYOD.

Annexe C, figure 2 : Renseignements sur l’aérodrome de Lloydminster, CYLL.


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Annexe D : autre analyse du moteur adour et des aubes de turbine bp

Examen de l’aube de turbine BP no 62

Après un léger nettoyage des restes de l’aube rompue (aube no 62), un examen au microscope a révélé que la crique s’était propagée par fatigue mécanique et que son amorce était située à environ 1,0 millimètre (mm) le long de la paroi arrière, commençant dans la pointe aiguë arrière. La rupture s’était produite à environ 18,5 mm de l’emplanture. La crique de fatigue s’étendait sur 8,0 mm le long de la paroi arrière et sur 13,0 mm le long de la paroi longitudinale du côté concave de l’aube. Ce qui restait du facies de rupture présentait d’importantes facettes cristallographiques, témoignant ainsi d’une rupture rapide. L’examen au microscope électronique à balayage (MEB) a révélé la présence de deux pores ayant une longueur de ~110 microns et de ~20 microns respectivement (acceptable selon les spécifications du matériau), adjacents à l’amorce de crique. L’emplanture était endommagée à l’amorce de crique comme telle, ce qui peut avoir caché une autre caractéristique. L’usure des faces sous charge de la partie dentelée de l’emplanture était conforme à l’usure de l’ensemble des autres aubes du moteur.

Une analyse fractographique de la surface de rupture de l’aube no 62 a révélé une structure de bandes multiples, passant de grosses à moyennes, fines et très fines, au fur et à mesure que le niveau de grossissement augmentait. Même si la présence de bandes très anormales indique des modes de fatigue mégacyclique, l’on croit qu’il est probable que les grosses bandes (macro) étaient liées aux cycles moteur menant à une fatigue oligocyclique ou à une fatigue sous‑oligocyclique. Les grosses bandes étaient plus nettes à proximité de la pointe de la crique, à l’endroit où l’on croit que la fatigue mégacyclique était le mode de propagation dominant. On a remarqué une autre bande colorée, couleur paille, paille foncée et mauve, qui indiquait fort probablement divers taux de propagation (potentiellement deux modes résonnants ou plus).

Pour comprendre le taux de propagation de la crique, on a tenté de quantifier les bandes de fatigue et d’identifier les groupes de bandes en fonction des profils de vol. Après une analyse exhaustive de la surface de rupture et des bandes de fatigue connexes, il n’a pas été possible d’établir une corrélation entre les bandes et toute partie des profils de vol respectifs.

Une inspection de la paroi arrière du fragment de l’emplanture au moyen du MEB a permis de relever la présence de nombre de petites fissures secondaires tout juste sous l’amorce de crique et de fissures s’étendant parallèlement à la surface de rupture. Un peu plus loin de l’amorce, on a également relevé de nombreuses microcriques souvent associées à des caractéristiques de la surface. Ces petites criques ou fissures ont été ultérieurement identifiées comme étant une fine craquelure de la couche de surface.  

On a pu confirmer les caractéristiques mentionnées précédemment après le polissage de l’amorce de la rupture principale de l’aube no 62. Il est important de souligner que la couche de surface était manquante en raison des dommages que l’amorce de la crique avait subis, donc aucune mesure n’a pu être prise. Toutefois, la couche de surface a été évaluée à 14 microns, tout juste sous l’amorce de la paroi arrière. Une partie de la couche de surface au centre du pied mesurait 9 microns d’épaisseur.

Aubes restantes

Un contrôle par ressuage fluorescent a permis de relever que la pointe aiguë de la partie arrière de l’aube no 10 (réf. 3548A 18) était ouverte et de confirmer la présence d’une crique mesurant 2,3 mm (paroi arrière) sur 1,8 mm (paroi longitudinale) et ayant une profondeur de 1,4 mm. On a constaté que la crique avait un pore (~60 microns de longueur) adjacent à l’amorce de la crique. Huit autres aubes soumises à un contrôle par ressuage fluorescent présentaient une « ouverture », et l’on a confirmé qu’elles comportaient des criques de fatigue. L’on a constaté que toutes ces aubes avaient de multiples systèmes de fatigue comprenant de nombreux points d’amorce dont la profondeur était d’au plus 250 microns. Il est à souligner que la porosité, engendrée par le procédé de moulage, a permis de repérer l’amorce d’un certain nombre des systèmes de fatigue cernés. Toutefois, il n’y avait aucune corrélation directe et manifeste entre les dimensions du pore et les dimensions de la crique, même si l’on a constaté que l’aube no 62 avait de loin le plus grand pore.

Le système de fatigue relevé pour chacune des aubes criquées était très complexe et présentait un grand nombre « d’événements » de propagation sur toute la surface de la rupture, ce qui indique fort probablement des profils opérationnels complexes. La cause de telles bandes complexes peut comprendre une fatigue oligocyclique ou sous-oligocyclique, des périodes transitoires de résonance, la sollicitation de la manette des gaz et des perturbations mineures en période de pointe de résonance.

La présence d’une telle complexité dans la surface de rupture, tout particulièrement en présence de nombreuses grosses bandes, indique que la propagation de la crique ne s’est probablement pas produite durant un seul vol. On a tenté de dénombrer les bandes en détail, mais aucune corrélation évidente entre celles-ci et le fonctionnement du moteur n’a pu être établie.

Beaucoup d’aubes criquées étaient ouvertes dans de nombreux moteurs utilisés par divers exploitants. Aucune des criques ne s’est ouverte au‑delà de la zone des grosses bandes (probablement en fatigue oligocyclique sous-jacente) de la propagation de la crique, ce qui vient appuyer la théorie voulant que la dernière partie de la propagation de la crique était surtout soumise à une fatigue mégacyclique et probablement créée au cours de quelques vols seulement.

On peut également souligner que même si l’on avait pu procéder au dénombrement des bandes et à leur comparaison entre elles, le résultat aurait pu seulement s’appliquer à l’état des aubes dont il est question. La propagation de la crique de fatigue initiale de 1,5 mm a été comparée à trois aubes provenant de deux moteurs différents, et aucune cohérence dans l’aspect des bandes n’a pu être observée.

Encoche de la plaque de retenue

Un examen visuel de l’encoche de la plaque de retenue de l’aube a permis de relever les marques témoins issues de la charge exercée sur les plaques de retenue par la force centrifuge. Les quatre marques témoins distinctes relevées sur les aubes de turbine BP du moteur 7825 étaient :

d.  charge centrale (60 à 80 % de la longueur de l’encoche);

e.  tendance vers le côté convexe de l’encoche;

f.  tendance vers le côté concave de l’encoche;

g.  charge centrale (80 à 100 % de la longueur de l’encoche).

Dans certains cas, lorsque la charge tendait vers le côté concave de la plaque de retenue, on a constaté deux marques distinctes évidentes, ce qui laisse croire que l’aube avait été soumise à différentes conditions de charge contre la plaque de retenue au cours de sa durée de vie utile. 

Couche de surface

On a constaté la présence d’une couche de surface sur la surface externe de la partie de l’emplanture d’aube adjacente à la rupture, laquelle était évidente dans les zones de fatigue et de surcharge. Les couches de surface dans ces deux zones se ressemblaient, ce qui laisse croire que la surcharge a probablement causé la rupture de la couche de surface, alors que la couche associée à la fatigue semblait plus oxydée. La fatigue semblait provenir de la zone de contact entre la couche de surface et la sous-couche. 

On a procédé à une coupe transversale de l’emplanture d’aube non criquée no 29 (réf. 3739A7), à la hauteur correspondant aux criques connues, pour déterminer l’étendue de la couche de surface autour du pied de l’emplanture. Une gravure électrolytique de l’échantillon a permis de confirmer la présence d’une couche de surface.  

On a procédé à une coupe transversale de l’emplanture de l’aube no 14 (réf. 3699 A25), tout juste sous la crique, ainsi qu’à une coupe longitudinale afin de polir l’amorce de la crique. La coupe transversale a permis de confirmer les constatations issues de la coupe de l’aube no 29 à l’égard de la couche de surface. La coupe longitudinale traversant l’amorce de crique a permis de confirmer la présence d’une couche de surface adjacente à la crique de fatigue, mesurant environ 15 microns d’épaisseur. En outre, on a remarqué un certain nombre de fissures oxydées dans la couche de surface. L’échantillon a ensuite été poli de nouveau avant d’effectuer une analyse de sa composition. Un balayage linéaire de la couche de surface a indiqué que celle-ci était appauvrie en chrome et en titane comparativement à la sous-couche, mais qu’elle était riche en aluminium.  

La coupe longitudinale de l’aube no 42 a révélé la présence de fissures dans la couche de surface. Lorsque la coupe a été observée sous grossissement élevé, on a relevé un certain nombre de fissures qui avaient commencé à se propager dans un élément de base de l’alliage. Une cémentation par le carbone a également été détectée sous la couche de surface à une profondeur pouvant atteindre 110 microns, ainsi qu’une autre couche de carbure métallique se trouvant à une profondeur d’environ 60 microns.

L’on estime que la couche de surface s’est formée en raison d’un échange chimique entre l’emplanture d’aube et le composé de marouflage utilisé lors du procédé d’aluminiage de l’aube.

On a mené un essai de résistance à la fatigue de l’aube entière afin de mesurer l’incidence de la couche de surface sur le comportement en fatigue de l’aube. L’essai a révélé que la présence d’une couche de surface sur la pointe du pied de l’aube réduisait environ de moitié (facteur de deux) la durée de vie en fatigue de l’aube de turbine lorsque l’aube se déplaçait dans le premier mode de mouvement dans le sens de la traînée. Puisque le moteur ne fonctionne pas dans la plage de vitesse propre au premier mode de mouvement dans le sens de la traînée, la couche de surface a contribué en partie à la formation du criquage cerné mais n’est pas considérée comme étant la seule cause fondamentale.

Évaluation des effets de la température

Une aube choisie aléatoirement a servi à évaluer les effets de la température. Dans le cadre de l’évaluation, un certain nombre de coupes transversales du profil de l’aube a permis de relever seulement une légère modification de la microstructure, sous forme de chevauchement, ce qui correspond aux autres aubes en service évaluées antérieurement et indique que cet ensemble d’aubes n’a subi aucune surchauffe.  

Une analyse semi-quantitative de la masse du matériau de toutes les aubes mises à l’essai a révélé que leur composition était conforme aux spécifications de conception.

Plaques de retenue

La plaque de retenue s’intègre à une gorge de l’aube de turbine BP et à l’espace annulaire du disque de turbine BP. Les plaques de retenue servent à maintenir la position axiale des aubes dans le disque. L’ensemble comprend 46 plaques de retenue et une plaque de fixation préformée. La largeur de la plaque de fixation s’ajuste pour obtenir le bon dégagement sur la circonférence à froid et elle est aplatie en place une fois que les plaques de retenue ont été intégrées.

Il est bon de souligner que tout emplacement de la circonférence décrit relativement aux plaques de retenue rend seulement compte de la configuration des plaques de retenue telles qu’elles ont été trouvées; trois plaques de retenue séparaient la plaque de fixation préformée de l’aube rompue.

Un certain nombre de plaques de retenue avaient des pointes sur la face de contact en pourtour. Les pointes se trouvaient sur un certain nombre de plaques de retenue et semblaient s’être formées à l’extrémité des gorges des plaques de retenue des aubes, car seule la largeur d’une aube les sépare. La plaque de retenue no 1, associée à l’aube rompue no 62, était la seule plaque de retenue à montrer des signes de déformation. Lorsque l’état des plaques de retenue a été établi, il n’y avait aucune corrélation importante entre les caractéristiques des pointes et l’emplacement des criques de l’aube.

Disque de turbine BP

Le disque a fait l’objet d’un essai à très grande sensibilité et aucune crique n’a été relevée. Aucune marque de frottement n’a été remarquée sur le disque. Des marques témoignant d’un contact avec les plaques de retenue ont été observées, mais elles étaient uniformes pour l’ensemble des repères du disque, à quelques exceptions près. Ces exceptions n’ont été associées à aucun des emplacements d’aubes criquées.

Comme l’anneau de retenue avait été enlevé par usinage dès le début de l’enquête, il était possible d’étudier la configuration des points de contact sur les parois de l’anneau de retenue du disque, aux endroits où celui-ci était entré en contact avec la face intérieure des plaques de retenue. On a remarqué la présence d’une marque de frottement continue sur toute la circonférence de l’anneau. Toutefois, on a noté quelques changements dans la configuration relevée, ce qui indiquait que les plaques de retenue s’étaient déplacées vers l’extérieur selon un axe radial à un moment donné pendant que le moteur fonctionnait. Il n’y avait aucune corrélation entre la configuration des points de contact et l’emplacement des aubes criquées.

Analyse des causes fondamentales

Pour bien comprendre les facteurs qui ont contribué à la rupture de l’aube de turbine BP, on a d’abord eu recours à un diagramme d’Ishikawa, ou en arête de poisson, afin de déterminer les secteurs ou les facteurs qui auraient pu avoir une incidence négative sur l’aube de turbine BP et mener à sa rupture. On a ainsi déterminé six grandes catégories : la conception, la fabrication, la configuration, l’assemblage, la qualité et le milieu opérationnel ou l’environnement.

Outre le diagramme d’Ishikawa, on a élaboré un arbre de défaillances. L’analyse des causes fondamentales est une technique utilisée pour évaluer toutes les causes concevables d’une défaillance; dans ce cas-ci, la rupture de l’aube BP.

Les causes concevables sont colligées grâce à l’analyse des modes de défaillance et de leurs effets (AMDE), puis évaluées par des experts de l’entreprise dont le domaine d’expertise permettra de comprendre la défaillance. Une fois les causes concevables cernées, elles sont évaluées une à la fois en fonction de la preuve matérielle, des analyses théoriques et du bon jugement des experts en la matière, dans le but d’éliminer autant de causes que possible. Une fois les causes éliminées, la cause restante est évaluée de manière plus approfondie afin de s’assurer qu’elle est toujours une cause potentielle. Si plusieurs causes sont cernées, elles peuvent être évaluées selon la prépondérance des probabilités pour déterminer celle qui est la plus probable; à partir de ce moment, de bonnes mesures correctives peuvent être mises en place. Si une seule cause ne peut être déterminée, il faut envisager la mise en œuvre de mesures correctives visant plus d’une cause.

Les résultats de l’analyse des causes fondamentales n’ont révélé aucun changement évident durant l’examen de l’historique et du procédé de fabrication de l’aube de turbine BP qui aurait pu avoir des répercussions importantes sur l’intégrité de l’aube.

Les analyses antérieures avaient démontré que la zone de contrainte maximale de l’aube de turbine BP se trouvait sous le plateau, à l’arrière du congé d’intrados du col d’emplanture de l’aube. La contrainte nominale de cette zone d’une aube au rayon conforme est de 1610 MPa. La pratique de conception actuelle à l’égard des caractéristiques du plateau commande une contrainte nominale d’au plus 1000 MPa.

Les analyses ont révélé que les contraintes exercées sur le congé varient en fonction du rayon formé. Une évaluation dimensionnelle de l’aube rompue a confirmé que la pointe aiguë arrière respectait les limites théoriques de conception. L’évaluation menée dans le cadre de l’analyse des causes fondamentales a également permis de démontrer que les contraintes exercées dans la pointe aiguë arrière de l’aube peuvent varier pendant le fonctionnement du moteur en raison de nombreux facteurs, les principaux étant la configuration de la plaque de retenue, la géométrie de l’aube, l’orientation des cristaux de l’aube et les conditions environnementales.   

Charge et calage des plaques de retenue

Il s’agissait de la première rupture d’une aube de turbine BP pour laquelle la modification AO1692 avait déjà été appliquée. La modification en question consistait à remplacer la plaque de retenue à trois encoches fabriquée en Nimonic 75 par une plaque de retenue à deux encoches fabriquée en Nimonic 90. La limite de rupture du superalliage Nimonic 90 est beaucoup plus élevée que celle du Nimonic 75. Par conséquent, pour mieux comprendre si la plaque de retenue à deux encoches beaucoup plus résistante a joué un rôle dans la rupture de l’aube, on a mené une étude sur le comportement des plaques de retenue durant le fonctionnement du moteur.

L’inspection de la disposition des aubes de turbine BP provenant du moteur accidenté et d’autres aubes avec les plaques de retenue en Nimonic 90 a démontré que, pour la plupart des aubes examinées, la charge n’était pas exercée uniformément sur les zones présumées de contact avec les plaques de retenue, comme c’était le cas avec les plaques de retenue à trois encoches en Nimonic 75 utilisées antérieurement. La charge avait tendance à s’exercer au centre de la circonférence de l’encoche de la plaque de retenue. On a également remarqué quelques variations axiales.   

Durant l’assemblage du module de turbine BP, un dégagement total précis est prescrit entre les plaques de retenue, et il est obtenu en modifiant la largeur de la plaque de fixation. Ce dégagement permet aux plaques de retenue de se dilater thermiquement. En se fondant sur la charge d’épreuve de la plaque de retenue, on a estimé que la déformation du bord supérieur des plaques de retenue à trois encoches en Nimonic 75 causée par la charge centrifuge était plus grande que prévue. On a déterminé que le dégagement prévu sur la circonférence à froid se comblait au fur et à mesure que les plaques de retenue se dilataient sous l’effet de la chaleur et que les plaques étaient enclavées sur leur axe radial par leur encoche d’aubes et sur leur circonférence par une couronne maintenant continue de plaques de retenue, ce qui empêchait toute autre dilatation. C’est ce qu’on appelle le calage. Le calage de la plaque de retenue en Nimonic 90 pouvait faire augmenter jusqu’à 11 % la contrainte nominale exercée sur la pointe aiguë arrière de l’emplanture des aubes comparativement aux plaques de retenue en Nimonic 75. La raison de cette augmentation de la contrainte nominale est que les plaques de retenue en Nimonic 90 se bloquent pendant le fonctionnement du moteur, et l’augmentation de la résistance fait ainsi croître la charge sur l’encoche de la plaque de retenue. Les plaques de retenue en Nimonic 90 ne se déforment pas de façon plastique comme le font les plaques de retenue en Nimonic 75, ce qui fait que la charge sur l’encoche de la plaque de retenue n’est pas répartie uniformément.  

Comme elles ont une limite de rupture beaucoup moins élevée que les plaques de retenue en Nimonic 90, les plaques de retenue à trois encoches en Nimonic 75 se déformeraient pour mieux épouser la forme et absorber les charges uniformément. La preuve laisse croire que la plaque de retenue à deux encoches a gardé sa forme et qu’une plus petite partie de l’encoche retenant l’aube absorbait la charge. La preuve observée laisse également croire que les plaques de retenue peuvent absorber la charge à divers endroits le long de l’encoche retenant l’aube.

Une modélisation de l’aube et de l’application de diverses charges sur l’encoche de la plaque de retenue a démontré que la contrainte maximale exercée sur l’encoche de la plaque de retenue et le congé d’intrados du col d’emplanture de l’aube augmente lorsque la charge n’est pas uniformément répartie sur la plaque. Une modélisation de l’aube, fondée sur les constatations, laisse entendre que les plaques de retenue peuvent exercer une charge décentrée sur l’aube modifiant ainsi la contrainte nominale exercée sur la pointe aiguë arrière de ‑11 % à +8 %.

Évaluation dimensionnelle

Les aubes à structure monocristalline de turbine BP sont fabriquées dans deux installations distinctes et usinées dans trois ateliers différents. Par conséquent, pour bien comprendre si les diverses installations ont eu une incidence sur la géométrie des aubes, il a fallu procéder au balayage optique de nombreuses aubes. L’image électronique ainsi obtenue a ensuite été comparée aux exigences prescrites dans les dessins.

On a procédé au balayage de plus de 70 aubes, afin d’évaluer des échantillons fabriqués dans les deux installations de moulage et usinés dans les trois ateliers. Les échantillons comprenaient également des aubes avec ou sans criques au col d’emplanture et munies de profils aluminés en caisses ou par évaporation sous vide.

Certaines des dimensions d’aubes relevées durant le balayage optique ont été comparées aux exigences prescrites dans les dessins; les dimensions ont été comparées aux étapes du moulage et de l’usinage.

Les résultats de l’analyse ont permis de relever de petits écarts sur le plan de la géométrie entre les aubes moulées dans l’installation italienne et les aubes moulées dans l’installation du Royaume-Uni. Toutefois, aucun écart important n’a été relevé entre les aubes criquées et celles qui ne l’étaient pas. De plus, il n’y avait aucune différence géométrique marquée entre les aubes usinées dans les diverses installations. Les différences géométriques cernées à l’égard des aubes ont servi à produire les distributions dimensionnelles, lesquelles ont servi de données dans la validation de l’analyse des causes fondamentales et dans l’évaluation de la contrainte à l’état stationnaire.

Même si les aubes étaient conformes aux exigences prescrites dans les dessins, la modélisation des aubes a permis de relever de légers écarts dans la géométrie des aubes, ce qui aurait pu entraîner une augmentation de la contrainte dans la pointe aiguë arrière du col d’emplanture. Les différences géométriques des aubes étaient une encoche de la plaque de retenue mal formée, pouvant être attribuable à une meule ou un outil de coupe usé, le rayon de la pointe arrière d’emplanture et le décentrage du pied. L’ampleur de la variation dans la contrainte pouvant être causée par la plus grande variation géométrique du rayon des pointes, du décentrage du pied et de l’encoche mal formée de la plaque de retenue était : une contrainte nominale de +35 %, +7 % et +13 %, respectivement.

Orientation de l’aube à structure monocristalline

L’effet de l’orientation cristallographique de l’aube a été évalué, ce qui a permis d’établir que la variation de la contrainte nominale aux extrêmes de l’orientation cristallographique se situait entre +10 et ‑33 %. Toutefois, la contrainte exercée sur le congé du col de l’aube qui s’était détachée du moteur 7825 (aube 3529A25) était inférieure de 13,8 % à la contrainte nominale. Même si l’évaluation a permis de déterminer que l’orientation cristallographique avait une incidence sur la contrainte nominale, on a également pu conclure que l’orientation cristallographique avait des répercussions sur la résistance de l’aube, mais que ces dernières n’étaient pas nécessairement néfastes.    

Par conséquent, une augmentation de la contrainte nominale attribuable à l’orientation cristallographique peut également accroître la résistance de l’aube et ainsi atténuer l’incidence d’une augmentation de contrainte.

Conditions liées à l’environnement et au vol

Une évaluation était nécessaire en raison des conditions environnementales auxquelles sont assujettis les avions Hawk du NFTC lorsqu’ils sont exploités au sol comme en vol. Les avions sont exploités par temps froid, ce qui a une incidence sur la vitesse d’accélération maximale à basse pression; la vitesse d’accélération BP du moteur Adour Mk 871 étant limitée par la TGT ou le NL. Les moteurs fonctionnant à pleins gaz par temps froid sont habituellement limités à un NL maximal. Par temps froid, la vitesse du moteur au ralenti est normalement moins élevée. Par conséquent, on a estimé que de plus grandes contraintes dynamiques pouvaient être exercées sur les aubes de turbine BP des moteurs utilisés dans les avions du NFTC, car ces aubes étaient utilisées pendant de plus longues périodes dans des modes résonnants connus qui se produisent aux extrêmes des vitesses normales de fonctionnement du moteur.

Les données du système de contrôle et de maintenance (HUMS) enregistrées à bord de tous les appareils du NFTC ont servi à analyser l’utilisation des moteurs et à établir des corrélations entre leur utilisation et le criquage des aubes. L’analyse de près de 30 000 vols a permis de comparer les moteurs utilisés aux extrêmes de leur plage de fonctionnement pendant de plus longues périodes à des moteurs connus pour leurs aubes de turbine BP criquées. Une comparaison semblable a été établie entre le type de mission effectuée et les moteurs connus pour leurs aubes de turbine BP criquées. Dans le cadre des deux comparaisons, aucune corrélation entre le fonctionnement du moteur et le criquage des aubes de turbine BP n’a pu être établie.

À l’aide des données exhaustives du HUMS, le taux d’échange cyclique d’utilisation des aubes de turbine BP en fatigue olygocyclique a été estimé à 2,16 cycles/heure, ce qui représentait une faible augmentation par rapport à l’évaluation précédente qui se situait à 2,09 cycles/heure.

Pour cerner toute irrégularité dans les services au sol assurés auprès de la flotte des Hawk du NFTC, FAMB a répondu à un questionnaire sur les procédures quotidiennes d’entretien courant du Hawk. Les renseignements obtenus n’ont indiqué aucun facteur pouvant favoriser le criquage des aubes de turbine BP.  

Ajout de contrainte dynamique

Les modes résonnants des aubes de turbine BP ont été considérés comme des facteurs contributifs à la contrainte dynamique exercée sur le rayon des pointes. L’augmentation maximale de la contrainte nominale prévue est de 4 % dans le pire des cas.  


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Annexe E : autre analyse – évaluation visuelle du profil d’atterrissage forcé

Évaluation visuelle – Panne moteur

Le HUD ne fonctionne pas en cas de panne moteur, donc le pilote n’a pas accès aux renseignements relatifs au vecteur vitesse, à la maquette d’aéronef et à l’indicateur d’assiette. Sans ces repères, le pilote doit estimer visuellement l’angle de trajectoire de vol de l’aéronef en déterminant un point fixe dans le pare-brise où le terrain ne semble plus bouger. À moins que l’aéronef se trouve à la vitesse de vol plané moteur coupé prescrite, ou très près de celle-ci, le pilote aura une fausse impression de l’endroit vers lequel l’aéronef se dirige vraiment.  

En outre, lorsque l’aéronef est établi sur les paramètres de vol plané moteur coupé, les sollicitations en tangage changeront momentanément la perspective qu’a le pilote de la trajectoire de vol plané de telle façon que l’aéronef planera moins loin ou plus loin que le point fixé. De petites sollicitations en tangage (+/- 1°) se font naturellement lorsque le pilote tente de maintenir les paramètres de vol plané, et les turbulences peuvent facilement induire de petits changements momentanés en tangage. Cet effet (c’est-à-dire l’incidence sur la distance que l’aéronef peut franchir en vol plané) est amplifié en altitude. Par exemple, à 15 000 pi AGL (l’aéronef planera sur 30 NM), un changement en tangage de +1° (à moins grand angle) d’un aéronef suivant une trajectoire idéale de vol plané déplacera le point fixé au sol dans le pare-brise de 30 à 38 NM. Pareillement, un changement en tangage de -1° (à plus grand angle) déplacera le point fixé dans le pare-brise de 30 à 24 NM. Une combinaison des changements en tangage de +/-1° de l’angle de la trajectoire idéale de vol plané peut produire un déplacement allant jusqu’à 14 NM du point fixé ou près de 50 % de la distance totale que peut franchir l’aéronef à cette altitude. Pareillement, à 10 000 pi AGL (l’aéronef planera sur 20 NM), un changement de +/-1° de l’angle de la trajectoire idéale de vol plané déplacera le point fixé au sol de 20 à 25 NM ou à 16 NM respectivement, c’est‑à‑dire un déplacement total de 9 NM.

Alors que l’aéronef s’approche du sol, l’erreur induite par une petite sollicitation en tangage diminue à un rythme tel qu’à 2500 pi AGL (l’aéronef planera sur 5 NM), un changement en tangage de +/-1° de l’angle de la trajectoire idéale de vol plané provoquera un déplacement de +/- 1 NM du point fixé. Si l’aéronef peut atteindre un point donné (en fonction de l’altitude), le pilote ne pourra pas évaluer s’il peut vraiment atteindre le point en question avant qu’il ne se trouve près du sol.

Pour compliquer les choses, le point fixé n’est pas vraiment indiqué dans le pare‑brise. Le pilote doit déterminer un point dans le pare-brise où le relief ne semble plus bouger pendant que l’assiette en tangage varie naturellement, ce qui fait bouger le relief dans le pare-brise. La détermination d’un point fixe dans le pare‑brise est, au mieux, une estimation approximative. 

Pour déterminer visuellement si l’aéronef peut atteindre un repère donné, l’aéronef doit être en mesure de planer jusqu’à un point au-delà de l’aérodrome, propre au repère en question. Ce point situé au-delà de l’aérodrome doit également être estimé.

L’incertitude liée à la détermination d’un point fixe dans le pare-brise, l’incidence de petites sollicitations en tangage sur la distance que l’aéronef peut apparemment franchir en vol plané et les exigences pour estimer un point au‑delà de l’aérodrome montrent bien à quel point il est difficile pour un pilote d’évaluer avec précision, par un seul moyen visuel, si l’aéronef pourra ou non atteindre un repère particulier.

Évaluation visuelle – Moteur en marche

Lorsque le moteur fonctionne, le HUD peut remplir son rôle et le pilote a accès aux données concernant le vecteur vitesse, à la maquette d’aéronef et à l’indicateur d’assiette.

Lorsque la manette est au ralenti et que l’aéronef est établi sur des paramètres de vol plané moteur coupé, le vecteur vitesse détermine le point au sol que l’aéronef peut atteindre. Le pilote doit estimer une distance au-delà de l’aérodrome en fonction du vecteur vitesse du HUD, et utiliser la distance en question pour déterminer le repère que l’aéronef sera en mesure d’atteindre. Même si le recours au vecteur vitesse réduit le risque d’erreur dans l’évaluation visuelle du point au sol que l’aéronef peut atteindre (p. ex. le vecteur vitesse par rapport à l’estimation d’un point fixe dans le pare-brise), l’estimation de la distance de vol plané au-delà de l’aérodrome sera, au mieux, une estimation de la capacité de l’aéronef à atteindre ou non un repère particulier. Compte tenu de l’incertitude inhérente à cette méthode, il est difficile pour un pilote d’évaluer avec précision, par un seul moyen visuel, si l’aéronef pourra ou non atteindre un repère particulier.

Lorsque la manette est réglée à une vitesse supérieure au ralenti, comme c’était le cas dans le présent accident, le vecteur vitesse ne peut pas être utilisé pour déterminer la distance que franchira l’aéronef en vol plané avec un moteur au ralenti ou coupé, car la position sera réglée en fonction du cap de l’aéronef avec un moteur produisant une poussée, et non en fonction de l’endroit vers lequel l’aéronef se dirigera si le moteur cesse de produire une poussée. Lorsque l’aéronef est établi sur des paramètres de vol plané avec moteur coupé, il planera à un angle de trajectoire de vol de -4,7 degrés. Le MFP ne mentionne pas l’angle de la trajectoire de vol plané moteur coupé. Lorsque l’aéronef n’est pas établi dans un vol plané, le pilote peut utiliser l’indicateur d’assiette pour évaluer jusqu’où l’aéronef planera avec un moteur au ralenti ou coupé, au lieu d’utiliser le vecteur vitesse. Le pilote doit simplement déterminer un point au‑delà de l’aérodrome qui est aligné à 4,7 degrés sous la ligne d’horizon, même si cette méthode ne se trouve pas dans le MFP. Même si l’utilisation de l’indicateur d’assiette du HUD réduit les risques d’erreur au moment d’évaluer visuellement le point au sol que l’aéronef peut atteindre, une estimation de la distance de vol plané au-delà de l’aérodrome sera, au mieux, une estimation pour déterminer si l’aéronef peut atteindre ou non un repère particulier. Compte tenu de l’incertitude inhérente à cette méthode, il est difficile pour un pilote d’évaluer avec précision, par un seul moyen visuel, si l’aéronef pourra ou non atteindre un repère particulier.

Évaluation visuelle – Contribution à l’arrêt du moteur

Lors du présent accident, l’équipage navigant a déclaré qu’il avait déterminé le profil de vol plané visuellement, et qu’il croyait que les valeurs étaient près du profil de vol plané nécessaire pour atteindre la piste. Lorsque le moteur a été coupé, l’aéronef se trouvait à 30 NM de Cold Lake à 12 755 pi MSL et établi à 260 KIAS en montée. À la position en question, le MFP prescrit une altitude minimale de 19 250 pi MSL pour atteindre le repère final. Par conséquent, lorsque le moteur a été coupé, il manquait 6495 pi d’altitude à l’avion pour respecter le profil théorique permettant d’atteindre le repère final. En outre, l’avion se trouvait à 4095 pi sous le profil théorique pour atteindre la piste sans tenir compte de manœuvres ni de la sortie des volets et du train d’atterrissage. Dans le présent accident, les pilotes ont déterminé leur profil de vol plané visuellement et ils croyaient qu’ils étaient près du profil de vol plané nécessaire pour atteindre la piste. Contrairement à ce que croyait l’équipage navigant, il n’était pas près d’un profil de vol plané qui lui permettait de ramener l’avion en toute sécurité.   

Après avoir coupé le moteur, l’équipage a amorcé une montée pour perdre de la vitesse au profit de l’altitude. L’avion a atteint une altitude maximale de 13 490 pi à 27 NM de Cold Lake. De cette position, le MFP prescrit que l’altitude minimale requise pour atteindre le repère final est de 18 000 pi MSL. Par conséquent, il manquait 4310 pi d’altitude à l’avion pour respecter le profil de vol plané lui permettant d’atteindre le repère final. En outre, il manquait 2010 pi d’altitude à l’avion pour respecter le profil de vol plané et atteindre la piste sans tenir compte de manœuvres ni de la sortie des volets et du train d’atterrissage.  

Il est possible que la perception erronée de l’équipage voulant que l’avion soit près du profil de vol plané ait été attribuable à une mauvaise compréhension de la façon de déterminer un tel profil visuellement. Il est également possible que les erreurs inhérentes à l’évaluation visuelle du profil de vol plané aient contribué à cette perception erronée. Pour l’équipage, le fait de croire qu’il était près du profil de vol plané voulu a peut-être fait qu’il était moins difficile pour lui de se décider à couper le moteur.

L’enquête a permis de déterminer que si l’équipage avait maintenu sa montée pendant encore environ deux minutes, l’avion aurait intercepté le profil de vol plané pour atteindre le repère final. Comme l’équipage aurait pu vérifier la distance à franchir, il aurait pu calculer le profil de vol plané au lieu de l’évaluer visuellement et ainsi connaître l’altitude minimale requise pour atteindre un repère lui permettant de réussir un atterrissage forcé. Ainsi, il est possible qu’il ait été plus enclin à laisser le moteur en marche jusqu’à ce qu’il atteigne une altitude lui permettant d’effectuer un atterrissage forcé.


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Annexe F : abréviations

°C : Degrés Celsius

°M : Degrés magnétiques

1 DAC : 1re Division aérienne du Canada

2 DAC : 2e Division aérienne du Canada

419 Esc EAT : 419e Escadron d’entraînement à l’appui tactique

ACMI : Instrumentation de suivi de la manœuvre de combat aérien

AEN : Autorité chargée des enquêtes sur la navigabilité

AFP : Atterrissage forcé de précaution

AGL : Au-dessus du sol

AMDE : Analyse des modes de défaillance et de leurs effets

ARC : Aviation royale canadienne

ATC : Contrôle de la circulation aérienne

BP : Basse pression

CA : Courant alternatif

CC :  Courant continu

CDM : Cordeau détonant miniature

CETA : Centre d’essais techniques (Aérospatiale)

CETQ : Centre d’essais techniques de la qualité

CMEFC : Centre de médecine environnementale des Forces canadiennes

CPM : Chef du personnel militaire

CVR : Enregistreur de la parole dans le poste de pilotage

CYLL : Aéroport de Lloydminster

CYOD : Aéroport de Cold Lake

DME : Équipement de mesure de distance

DNAST : Direction – Navigabilité aérienne et soutien technique

DPCF Air : Direction – Production à contrat de la force (Air)

DPEAGAEC 6 : Directeur – Gestion du programme d’équipement aérospatial (Avions‑écoles et chasseurs) 6

DSV : Direction de la sécurité des vols

ESA : Équipement de survie d’aviation

FAMB : Formation à l’aviation militaire de Bombardier

FCU : Régulateur de carburant

FDR : Enregistreur de données de vol

FEO : Fabricant d’équipement d’origine

g : Force d’accélération normale présentée en multiples d’accélération gravitationnelle

GFA : Gestionnaire de la flotte

GPS : Système mondial de localisation

GSVS : Gilet de sauvetage et veste de survie

GTS : Démarreur à turbine à gaz

HCS : Harnais combiné simplifié

HDR : Heures depuis la dernière révision

HMSI : Heures depuis la mise en service initiale

HP : Haute pression

HUD : Collimateur de pilotage

HUMS : Système de contrôle et de maintenance

IEA : Instructions d’exploitation d’aéronef

IPO : Instructions permanentes d’opération

ITEP : Information temps, espace et position

KIAS : Vitesse indiquée en nœuds

KTAS : Vitesse vraie en nœuds

m : Mètres

MAD : Module d’acquisition de données

MDN : Ministère de la Défense nationale

MEB : Microscope électronique à balayage

MEC : Manœuvre élémentaire au combat

MFP : Manuel de formation au pilotage

MHz : Megahertz

mm : Millimètres

MNT : Manuel de navigabilité technique

MPa : Mégapascal

MSL : Niveau moyen de la mer

NFTC : Programme d’entraînement en vol de l'OTAN au Canada

NL : Régime rotor BP

NM : Mille marin

NMSB : Bulletin de service sans modification

NOTAM : Avis aux navigants

OACI : Organisation de l’aviation civile internationale

OMA : Organisme de maintenance accrédité

OTA : Organisme technique accrédité

P1 : Pilote, siège avant, Zulu 21

P2 : Pilote, siège arrière, Zulu 21

PDI : Personnes directement intéressées

PHAM : Performances humaines dans l’aviation militaire

pi : Pied

PIQ : Pilote instructeur qualifié

RESV : Rapport d’enquête sur la sécurité des vols

RGRN : Registre de gestion des risques de navigabilité

RR : Rolls-Royce

SSIA : Sous-système d’instruments aéroportés

SSSV : Sondage sur la santé et le style de vie

TACAN : Système de navigation aérienne tactique UHF

TGT : Température des gaz d’échappement

UHF : Onde décimétrique

USN : Marine des États-Unis

VHF : Ondes métriques

VMC : Conditions météorologiques de vol à vue


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Notes

[1] De l’échelon le plus élevé au plus bas, il existe quatre catégories d’instructeur : A1, A2, B et C.  L’avancement permettant de passer à une catégorie supérieure est fondé sur une évaluation en vol officielle de la qualité de l’instruction en vol d’un instructeur, de ses connaissances du programme d’instruction en vol, de ses compétences de vol et de son compte rendu après le vol.

[2] Manuel des opérations aériennes de l’ARC, Annexe 3.7.1.D., Ordonnances de la 1re Division aérienne du Canada, volume 5-506, annexe A, appendice 1.

[3] La zone d’entraînement Frog-Bronson est un espace aérien réglementé de classe F. Voir la figure 1 présentant une carte aérienne de la zone d’entraînement Frog-Bronson et l’emplacement de celle-ci par rapport à CYOD.

[4] Par la suite, le pilote de Zulu 22 a décrit la fumée comme étant une traînée dense et sombre prenant naissance près de l’ouverture de la tuyère. La traînée était plus dense dans sa partie inférieure, tandis que sa partie supérieure était plus clairsemée, formée de petits nuages épars.

[5] Les paramètres d’un vol plané moteur coupé sont un vol plané à un angle d’attaque de 5,5 degrés et à environ 185 KIAS, selon la masse de l’appareil.

[6] Le niveau 5 est une note de rendement et, dans ce cas-ci, la plus haute note qu’il est possible de décerner.

[7] Rolls-Royce utilisait une technique de mesure subjective pour évaluer la conformité de l’aube (RGRN-155-2007-002, révision 9).

[8] Un dispositif d’essai fixé au moteur et permettant de mesurer ses mouvements (vibrations) en microns.  

[9] L’angle d’attaque est affiché en unités relatives au lieu de degrés.

[10] Les données environnementales comprennent l’altitude en pieds MSL, la vitesse indiquée en nœuds et la température ambiante extérieure en degrés Celsius. Les données moteur comprennent le régime moteur et la vitesse rotor BP donnés en pourcentage ainsi que la TGT présentée en degrés Celsius.

[11] MFP du Hawk, chapitre 7, atterrissage forcé.

[12] Calcul de la course à l’atterrissage extrait du Manuel des paramètres d’utilisation du Hawk, C 101B-44115-16, Section 8, atterrissage, pages 11 et 18. Dans la section 8, page 4, paragraphe 16, on indique que la distance de la course à l’atterrissage augmente de 10 % pour chaque tranche de 5 nœuds additionnelle au toucher des roues. 

[13] MFP du Hawk, chapitre 7, article 7.06, le taux de descente moteur coupé est d’environ 1800 pi/min.

[14] Moyenne de dix ans, de 2002 à 2012, tel que les données ont été analysées puis diffusées dans l’exposé annuel de la DSV de 2013-2014.

[15] B-GA-100-001/AA-000, Consignes de vol de la Défense nationale, Livre 1, chapitre 3.

[16] Recherche et développement pour la Défense Canada, Pan-CF Blind Drug Testing 2009, Results, Methodology, and Lessons Learned, Directeur général – Recherche et analyse (Personnel militaire), Chef du personnel militaire, DGRAPM DT 2001-019, septembre 2011.

[17] Annexe B à 5555-1 (DBPP 5), 14 juin : Effectifs qualifiés par rapport aux effectifs qualifiés requis, Niveau préférentiel de dotation, exercice 2014-2015.

[18] Sondage sur la santé et le style de vie du personnel des Forces canadiennes, 2008-2009, Directeur général – Recherche et analyse (Personnel militaire), Chef du personnel militaire : http://cmp-cpm.forces.mil.ca/health-sante/pub/hlis-sssv/pdf/20082009-rgf-res-eng.pdf.

[19] Lettre du CEMD, portée élargie : Dépistage de drogues pour des raisons de sécurité, 30 mai 2008.

[20] Département des Transports des États-Unis, Federal Transit Administration, Drug and Alcohol Testing Results 2008, page 5 : http://transit-safety.volpe.dot.gov/publications/substance/damis08/pdf/damis08.pdf.

[21] Dr Moloughney, Brent W., Illicit Drug Testing in the CF – A Discussion Paper, rapport final, juin 2007.

[22] Wiegmann, Douglas A. et Shappell, Scott A., A Human Error Approach to Aviation Accident Analysis : The Human Factors Analysis and Classification System, Ashgate Publishing, Ltd. p. 48-49, 2003.

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